DE4340951A1 - Einstückiges Triebwerkeinlaß-Schallrohr - Google Patents
Einstückiges Triebwerkeinlaß-SchallrohrInfo
- Publication number
- DE4340951A1 DE4340951A1 DE4340951A DE4340951A DE4340951A1 DE 4340951 A1 DE4340951 A1 DE 4340951A1 DE 4340951 A DE4340951 A DE 4340951A DE 4340951 A DE4340951 A DE 4340951A DE 4340951 A1 DE4340951 A1 DE 4340951A1
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- cover sheet
- piece
- splice
- core structure
- core
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Withdrawn
Links
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 10
- 239000004593 Epoxy Substances 0.000 claims abstract description 10
- 239000010439 graphite Substances 0.000 claims abstract description 10
- 229910002804 graphite Inorganic materials 0.000 claims abstract description 10
- 239000004744 fabric Substances 0.000 claims abstract description 6
- 238000010276 construction Methods 0.000 claims description 19
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 12
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 claims description 8
- 238000004026 adhesive bonding Methods 0.000 claims description 3
- 239000011347 resin Substances 0.000 claims description 3
- 229920005989 resin Polymers 0.000 claims description 3
- 238000009954 braiding Methods 0.000 claims 1
- 235000012907 honey Nutrition 0.000 claims 1
- 238000009941 weaving Methods 0.000 claims 1
- 239000007787 solid Substances 0.000 abstract description 3
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 abstract 1
- 239000011162 core material Substances 0.000 description 35
- 239000000463 material Substances 0.000 description 13
- 239000010410 layer Substances 0.000 description 11
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 7
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 4
- 238000005253 cladding Methods 0.000 description 4
- 239000012790 adhesive layer Substances 0.000 description 3
- 238000013016 damping Methods 0.000 description 2
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 2
- 230000008030 elimination Effects 0.000 description 2
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 description 2
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 2
- VILCJCGEZXAXTO-UHFFFAOYSA-N 2,2,2-tetramine Chemical compound NCCNCCNCCN VILCJCGEZXAXTO-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000010521 absorption reaction Methods 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 230000001413 cellular effect Effects 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 239000007795 chemical reaction product Substances 0.000 description 1
- 239000012141 concentrate Substances 0.000 description 1
- 239000004035 construction material Substances 0.000 description 1
- 230000008094 contradictory effect Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 239000000835 fiber Substances 0.000 description 1
- 239000003733 fiber-reinforced composite Substances 0.000 description 1
- 239000011521 glass Substances 0.000 description 1
- 239000003292 glue Substances 0.000 description 1
- 239000007769 metal material Substances 0.000 description 1
- 230000003071 parasitic effect Effects 0.000 description 1
- 239000000047 product Substances 0.000 description 1
- 230000000717 retained effect Effects 0.000 description 1
- 229910001220 stainless steel Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010935 stainless steel Substances 0.000 description 1
- 229960001124 trientine Drugs 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangement in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/02—Arrangement in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
- F02C7/045—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for noise suppression
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/78—Other construction of jet pipes
- F02K1/82—Jet pipe walls, e.g. liners
- F02K1/827—Sound absorbing structures or liners
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangement in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/02—Arrangement in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
- B64D2033/0206—Arrangement in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising noise reduction means, e.g. acoustic liners
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T29/00—Metal working
- Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
- Y10T29/49229—Prime mover or fluid pump making
- Y10T29/49231—I.C. [internal combustion] engine making
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T29/00—Metal working
- Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
- Y10T29/49826—Assembling or joining
- Y10T29/49885—Assembling or joining with coating before or during assembling
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Exhaust Silencers (AREA)
- Toys (AREA)
- Soundproofing, Sound Blocking, And Sound Damping (AREA)
Description
Die Erfindung betrifft ein Triebwerkeinlaß-Schallrohr zum Dämpfen
vorherrschender Frequenzen, die beispielsweise in einem Turboluft
strahltriebwerk erzeugt werden.
Obschon der Einlaß einer Luftstrahltriebwerksgondel den Eindruck einer
simplen Konstruktion macht, beinhaltet er tatsächlich einen ausgeklügel
ten Beitrag zu der Leistungsfähigkeit der Antriebsanlage. Während die
Innenfläche des Einlasses aus aerodynamischen Gründen so glatt wie
möglich gemacht werden soll, erfordern akustische Gesichtspunkte eine
nicht-durchgehende poröse Luftdurchgangsoberfläche definierter Tiefe
hinter der Luftdurchgangsfläche. Als Ergebnis beinhaltet die derzeit
übliche Konstruktion nach dem Stand der Technik eine Vielzahl von
Hohlräumen hinter der Luftdurchgangsfläche, wie sie z. B. durch einen
Honigwaben-Kern gebildet werden. Allerdings ist die für eine optimale
Schalldämpfung erforderliche Kerntiefe nicht notwendigerweise die
gleiche, wie sie bei einem Rohraufbau in Sandwichbauweise erforderlich
ist, um sämtlichen aerodynamischen und Trägheits-Belastungen zu
widerstehen, die im Betrieb auftreten.
Derzeit übliche Einlaß-Schallrohre, einschließlich solcher aus hochent
wickelten Verbundstoffen wie Graphit-Epoxyd-Tuch und/oder -Band,
werden aus zwei oder drei gekrümmten Segmenten hergestellt, die zur
Schaffung einer angenähert zylindrischen Form aneinander befestigt oder
"gespleißt" werden. Die Segmente werden ausgehend von der Einlaß-
Luftdurchgangsfläche aus einem durchlässigen, inneren Deckblatt, einem
Honigwabenkern und einem festen, undurchlässigen Rückseiten-Deck
blatt aufgebaut und entlang Spleißungslinien zusammengefügt, die in
Vorwärts-Rückwärtsrichtung verlaufen. Die bei derartigen Konstruktio
nen vorhandenen Spleißungslinien bestehen üblicherweise aus undurch
lässigem Befestigungsmaterial, welches zahlreiche Nachteile aufweist,
darunter der Nachteil, daß die Spleißungslinien die gesamte aktive
akustische Fläche verringern. Außerdem hat das Vorhandensein von
Spleißungen zur Folge, daß von dem Fan erzeugte akustische Schwin
gungsarten abgeändert werden in Schwingungsarten höherer Ordnung,
die sich nur schwierig dämpfen lassen, so daß die Effizienz der Ver
kleidung insgesamt abnimmt. Weitere Nachteile der Spleißungslinien
sind eine Zunahme des Baugewichtes des Rohres und Spannungskonzen
trationen an den Spleißungslinien.
Beispiele für in Verbundweise hergestellte akustische Strahltriebwerk-
Verkleidungen sind in den US-Patenten 5 025 888; 5 014 815;
4 969 535; 4 840 093 sowie in den US-Patentanmeldungen
SN 07/611 633 und 07/670 917 offenbart. Auf die Offenbarung in diesen
Patenten bzw. Patentanmeldungen wird der Fachmann ausdrücklich
verwiesen.
Das in Fig. 1(a) schematisch dargestellte Rohr stellt ein der derzeitigen
üblichen Produktion entsprechendes Rohr 1 des in den oben erwähnten
Patenten und Patentanmeldungen offenbarten Typs dar. Das Rohr 1
enthält alle 120° eine Spleißstelle 2. Der Kernaufbau 3 des Rohres 1 im
Bereich der Spleißung kann spitz zulaufend, also verjüngt, oder abge
stuft ausgebildet sein, wobei Deckblätter 4 derart ausgebildet sind, daß
eine Anbringung von zwei Abschnitten 5 und 6 mit Hilfe einer Lasche 7
und einem inneren Halter 8 gemäß Fig. 1(b) erleichtert wird, wobei es
sich typischerweise um einen faserverstärkten Verbundaufbau handelt.
Alternativ kann der Kernaufbau abrupt abgeschlossen werden, wie es in
Fig. 1(c) dargestellt ist, wobei die Anbringung durch einen Strukturver
doppler 9, einen verdichteten Kern 10, Strukturkernspleißungen 11 und
optional vorgesehene Kernspleißstellen 12 zusätzlich zu Laschen 14 und
15 und der inneren Halterung 16 erfolgt. Dieses Beispiel eines existie
renden Rohres wird typischerweise als Metallkonstruktion ausgeführt.
Die Gesamtfläche, die durch die Spleißung in den Fig. 1(b) und 1(c)
verloren geht, ist durch den Pfeil 18 angedeutet.
Die üblichen akustischen Einlaß-Rohre, die aus zwei oder drei (mög
licherweise noch mehr) nahezu gleich großen gekrümmten Sandwich-
Plattensegmenten aufgebaut sind, werden üblicherweise entlang von
Spleißungslinien mit Hilfe diskreter Befestigungselemente befestigt, um
eine nahezu zylindrische Form zu erhalten. Diese segmentierte Kon
struktion geht von der Voraussetzung aus, daß jedes der Segmente selbst
so ausgelegt ist, daß es in der Segmentebene wirkende sowie Biegebean
spruchungen als gekrümmte Sandwich-Platte aufzunehmen vermag,
ausgehend von der Einlaß-Luftdurchgangsfläche, dem oben erwähnten
perforierten durchlässigen Deckblatt, einem Kern, der möglicherweise in
Form eines Honigwabenkerns ausgebildet ist, und dem durchgehenden,
d. h. nicht-perforierten Rückseiten-Deckblatt.
Die Sandwich-Platten werden entlang einer Spleißungslinie aneinander
befestigt, die in Vorwärts-Rückwärtsrichtung verläuft, wobei der Aufbau
der Spleißungslinie an der Grenze zwischen benachbarten Platten not
wendigerweise robuster sein muß als die Innenzone der Sandwich-
Platten. Die in den Bauteilen selbst wirksamen Lasten sowie die Biege
beanspruchungen, die sich ziemlich gleichförmig in dem Bereich der
gekrümmten Ebene verteilen, müssen über diskrete Lastwege der einzel
nen Befestigungsmittel, welche die Platten miteinander verbinden, über
tragen werden, in einigen Fällen auf eine Einfassungs-Konstruktion wie
innere Halter, Ringe oder Befestigungspaßstücke.
Auf Metall basierende ebenso wie traditionell ausgebildete Verbund-
Sandwichkonstruktionen gehen von der Konstruktionsphilosophie aus,
daß jegliche erforderliche Biegesteifigkeit dadurch entwickelt werden
sollte, daß die inneren und äußeren Deckblätter als Sandwich-Struktur
elemente mit unterschiedlicher Durchbiegung fungieren, während das
Kernmaterial zwischen den Deckblättern im wesentlichen sämtliche
Scherbeanspruchungen aufnehmen sollte. Unter anderen Umständen
liefert diese Betrachtungsweise eine sehr effiziente Struktur. Im Fall von
Schallrohren jedoch hat das perforierte Deckblatt 23 in der Nähe der
Luftdurchgangsfläche, welche möglicherweise auf jeder Seite durch ein
weiteres Material abgedeckt ist, z. B. rostfreien Stahl, Drahtgeflecht oder
ein ähnlich feinporiges Material zur Vergrößerung der akustischen
Leistungsfähigkeit, eine Doppelrolle. Es arbeitet als ein Element eines
abgestimmten Helmholtzresonators zur Schalldämpfung ebenso wie als
bauliches Sandwich-Deckblatt, welches Lasten bei differentieller Durch
biegung aufnimmt.
Da das Luftdurchgangs-Deckblatt aus akustischen Gründen perforiert
sein muß, verringert sich seine Querschnittsfläche über seine Dicke
beträchtlich, damit durch direktes Strecken oder differenzielle Durch
biegung verursachte Beanspruchungen in seiner Ebene aufgenommen
werden können. Als Ergebnis muß die Dicke des perforierten Deck
blattes so bemessen werden, daß mechanischen Ansprüchen Genüge
getan ist, was möglicherweise im Widerspruch steht zu dem, was für
eine maximale akustische Leistungsfähigkeit erforderlich ist. Insbesonde
re muß die Dicke des perforierten Deckblattes über den Wert hinaus
erhöht werden, der notwendig ist, um das aufgrund der Löcher wegge
fallene Materialvolumen zu ersetzen, da sich die Spannungen um jedes
Loch herum konzentrieren. Die erforderliche Zusatzdicke hat auch die
Neigung, die akustische Leistungsfähigkeit zu mindern, weil sie eine als
"Massenreaktanz" bezeichnete akustische Eigenschaft der Perforierung
verstärkt, die zu der Dynamik der Vibration der in dem Perforierungs
loch enthaltenen Luftmenge in Beziehung steht. Da die akustische
Leistungsfähigkeit für dieses Phänomen empfindlich ist, wäre es vor
zuziehen, die Deckblatt-Dicke auf der Grundlage akustischer Erwä
gungen zu bemessen, ohne daß Konzessionen an bauliche Erfordernisse
gemacht werden müßten. Grundsätzlich wird ein dünneres perforiertes
Deckblatt bevorzugt.
Andererseits verwenden die bevorzugten Ausführungsformen der vor
liegenden Erfindung eine alternative Entwurfsphilosophie, die sich mehr
der reinen Schalenbauweise annähert und bedeutende Vorteile im Ver
gleich zum derzeitigen Stand der Technik bietet. Das grundlegende
Merkmal einer einstückigen Schalenbauweise besteht darin, daß die
Primärbelastungen von einer einzelnen durchgehenden baulichen Hülse
aufgenommen werden. Während der Aufbau mit Kern und durchlässigem
Deckblatt einige interne Lasten aufgrund der Belastungskompatibilität
aufnimmt, kann man Kern und durchlässiges Deckblatt fast schon als
parasitär bezeichnen, wenn sie in einem Schalenbau oder einem ringver
stärkten Rohr eingebaut sind, wie es hier beschrieben wird.
Die bevorzugten Ausführungsformen der Erfindung, die weiter unten im
einzelnen erläutert werden, vermeiden sämtliche diskreten Säume und
Spleißungen, speziell solche, die Vorwärts-Rückwärts-Richtung verlau
fen. Einige Einlaßkonstruktionen bedingen den Einsatz einer mikropo
rösen Luftdurchgangsschicht, während andere Geräuschdämpfungs
systeme möglicherweise nur den Einsatz diskret perforierter Luftdurch
gangshäute erforderlich macht. Üblicherweise wird diese Wahl von dem
Triebwerkhersteller vorgegeben, der mit dem Geräuschverhalten des
Triebwerkes vertraut ist. In jedem Fall trachten die bevorzugten Aus
führungsformen der Erfindung, die Struktur und das zu dem speziellen
Schalldämpfungssystem gehörige Material ebenso wie den gesamten
Aufbau allgemein gleichförmig zu belasten.
Dies bedeutet nicht, daß die Deckblatt-Porosität nicht über die gesamte
Fläche in einer gesteuerten, vorbestimmten Weise variieren kann, oder
die Kerndicke und Zellengröße überall konstant sein muß. Tatsächlich
kann eine gesteuerte Variabilität in gewissen Fällen wünschenswert sein.
Allerdings ist das Vorhandensein von hartwandigen Bereichen, d. h. von
abrupten Änderungen von akustisch behandelten zu akustisch nicht-be
handelten Zonen, insbesondere vordere und hintere Streifen aus nicht
behandelten hartwandigen Zonen, wie sie in Spleißungs-Bereichen ange
troffen werden, unabhängig davon zu vermeiden, ob das System irgend
eine Art von mikroporösem Deckblatt enthält. Das Vorhandensein von
hartwandigen Streifen (Spleißungen) ändert die von dem Triebwerk
erzeugten Töne in derzeit nicht vorhersagbarer Weise und verringert die
Wirksamkeit der Verkleidung, die wesentlich darauf abgestimmt ist,
Geräuschenergie bei gewünschten Frequenzen zu dämpfen.
Wenngleich die Vorteile der Verbundstofftechnologie beim Reduzieren
der Anzahl von Teilen von Flugzeugen bereits seit langem erkannt sind,
wie es z. B. in dem US-Patent 4 826 106 beschrieben ist, wurden die
akustischen Vorteile dieser Bauweise, insbesondere bei der Anwendung
in Verbindung mit einer Flugzeugtriebwerksgondel, noch nicht erkannt.
In dem US-Patent 4 826 106 beispielsweise ist die Ausbildung von
Passungen in einer Strahltriebwerkverkleidung in einer einstückigen
Konstruktion vorgeschlagen. Allerdings bezieht sich in diesem Patent der
Begriff "einstückig" auf die Ausbildung verschiedener Teile der Ver
kleidung unter Verwendung von "vernünftig angebrachten unidirektiona
len Bandschichten aus Graphit/Epoxyd zur Bildung integrierter, nahtloser
Strukturen", nicht jedoch auf die Beseitigung von in Vorwärts-Rück
wärts-Richtung verlaufenden Spleißungen.
Hauptaufgabe der Erfindung ist die Schaffung eines verbesserten akusti
schen Verkleidungsrohres für einen Strahltriebwerk-Einlaß, wobei das
Rohr gebildet wird durch ein perforiertes durchlässiges Innen-Deckblatt,
eine Kernstruktur und ein festes Deckblatt, wobei zumindest die folgen
den Vorteile erzielt werden sollen: Zunahme der gesamten aktiven
akustischen Fläche, ungeänderter Schalltyp-Anteil, geringeres bauliches
Gewicht und verringerte Spannungskonzentrationen an Verbindungs
stellen, indem Verbindungen vollständig beseitigt werden.
Außerdem soll durch die Erfindung ein Verfahren zum Fertigen eines
akustischen Verkleidungsrohres für ein Strahltriebwerk angegeben wer
den, wobei das Rohr aus einem perforierten durchlässigen Innendeck
blatt, einer Honigwaben-Kernstruktur und einem festen Deckblatt be
steht, während des Verfahren zu einem Einlaß-Rohr führt, welches sich
durch eine erhöhte aktive akustische Gesamtfläche, einen ungeänderten
Schalltyp-Anteil, reduziertes bauliches Gewicht und die Beseitigung von
Spannungskonzentrationen an Verbindungsstellen auszeichnet.
Erreicht wird dies dadurch, daß ein einstückiges Verbund-Schallrohr
geschaffen wird, welches ein zum Inneren des Rohres hin weisendes
perforiertes Deckblatt, eine Kernstruktur, die konventionell in Form
einer Honigwabenstruktur ausgebildet ist, und ein nicht-perforiertes
Rückseiten-Deckblatt aufweist, von denen jedes Teil als einstückiger
Aufbau derart gebildet ist, daß keinerlei Spleißung oder allerhöchstens
eine einzige schmale, in Vorwärts-Rückwärts-Richtung verlaufende
Spleißung in dem fertigen Produkt vorhanden ist. Ausführungsformen
der Erfindung ganz ohne Spleiß werden dadurch erhalten, daß die betei
ligten Baustoffe, welche die jeweiligen Deckblattschichten bilden, über
lappend angeordnet werden und die jeweiligen Enden des Kernaufbaus
derart verbunden werden, daß an der Verbindungsstelle kein Spalt oder
keine Sperre existiert.
In einer speziellen Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens
wird um eine Kernform über mindestens 360° ein durchgehendes Teil
eines Graphit-Expoxyd-Tuches derart gewickelt, daß die Tuchenden auf
der Form ein beträchtliches Stück voneinander entfernt sind, woraufhin
das Graphit-Epoxyd-Material zur Ausbildung einer Deckblattstruktur
ausgehärtet wird. Der Kernaufbau, bei dem es sich vorzugsweise um
einen Honigwabenkern handelt, wird ohne Spleißung beispielsweise
dadurch gebildet, daß die Enden der Kernstruktur gegeneinander ge
stoßen werden, wobei keinerlei Klebstoff oder mechanische Verbindun
gen vorhanden sind, bis der Kern eine integrale Einheit bildet, worauf
hin der fertige Kern innerhalb des Deckblatts und die zwei Schichten
durch Netzbildung (Retikulation) zusammengeklebt werden. Die ver
bleibende, nicht durchlässige Deckblattschicht kann ebenfalls vorgeformt
werden, um durch Kleben an dem Kern angebracht zu werden. Sie kann
auch dadurch dem Aufbau hinzugefügt werden, daß sie gemeinsam mit
dem Kern ausgehärtet wird, abhängig von der Viskosität des Deckblatt
materials.
In einer besonders vorteilhaften Ausführungsform der Erfindung wird
das nicht-perforierte Rückseiten-Deckblatt, wie es in den Positionen 20,
21 und 22, 26 und 27 dargestellt ist, zur Schaffung von Strukturbautei
len des Einlaßrohres aufgebaut, wie es in den Fig. 3 und 4 dargestellt
ist, und welches normalerweise in Form getrennter Einzelteile vorliegen
würde. Erfindungsgemäß wird dadurch das Gesamtgewicht des Aufbaues
verringert.
Der Zweck der vorliegenden Erfindung, wie er in den bevorzugten
Ausführungsformen zum Ausdruck gelangt, besteht in der weitestgehen
den Minimierung jeglicher Ungleichförmigkeiten oder Diskontinuitäten
in den akustischen und baulichen Eigenschaften des perforierten und/
oder mikroporösen Deckblattes auf derjenigen Seite, auf die die Schall
wellen auftreffen. Außerdem soll die Kontinuität des zellularen Zu
sammenhanges und des nicht-porösen/nicht-perforierten Rückseiten-
Deckblattes in Umfangsrichtung erhalten bleiben. Dieser Aufbau dient 1)
zur Beibehaltung der Reinheit der Schalltypen, die von dem Triebwerk
erzeugt werden, so daß eine bessere Geräuschdämpfung durch die
akustische Impedanz erreicht wird, welche auf die feststehende Geo
metrie und Porosität der Deckblätter, der Kerntiefen usw. abgestimmt
ist, 2) die gesamte aktive akustische Fläche zu erhöhen, sowie 3) die
bauliche Güte des Einlaßrohres zu verbessern.
Im folgenden werden Ausführungsbeispiele der Erfindung anhand der
Zeichnungen näher erläutert. Es zeigen:
Fig. 1(a) eine schematische geschnittene Stirnansicht eines herkömm
lichen Verkleidungseinlaß-Schallrohres, welches alle 120° eine
Spleißung besitzt;
Fig. 1(b) und 1(c) vergrößerte Schnittansichten typischer Konstruktionen
des Rohres nach Fig. 1(a) im Bereich einer der Spleißungen;
Fig. 2(a) eine schematisch geschnittene Stirnansicht eines einstückigen
akustischen Verkleidungseinlaß-Rohres mit einem einzigen
Spleiß, aufgebaut gemäß der Lehre einer ersten
Ausführungsform der Erfindung;
Fig. 2(b) eine schematische Schnittansicht eines einteiligen spleißlosen
akustischen Verkleidungseinlaßrohres gemäß einer zweiten
Ausführungsform der Erfindung;
Fig. 3 eine teilweise mit weggebrochenen Teilen versehene perspekti
vische Ansicht einer ersten Version einer zusammengesetzten
Rohranordnung gemäß den in Fig. 2(a) und 2(b) dargestellten
Grundsätzen;
Fig. 4 eine teilweise geschnittene perspektivische Ansicht einer Ab
wandlung der Rohranordnung nach Fig. 3 und
Fig. 5(a) eine Schnittansicht eines herkömmlichen Strahltriebwerkgon
del-Aufbaus mit einer akustischen Verkleidung gemäß dem
Stand der Technik;
Fig. 5(b) eine Schnittansicht der Rohranordnung nach Fig. 3, und
Fig. 5(c) eine Schnittansicht der Rohranordnung nach Fig. 4.
Bei den bevorzugten Ausführungsformen der Erfindung ist das akusti
sche Verkleidungs-Einlaßrohr gebildet als durchgehendes Teil bei Be
trachtung im Querschnitt in Längsrichtung des Rohres, und nicht aus
drei Teilen mit Spleißen, wie es in den Fig. 1(a), 1(b) und 1(c) gezeigt
ist. Diese Ausgestaltung des akustischen Verkleidungseinlaßrohres aus
einem Teil ist schematisch in den Fig. 2(a) und 2(b) gezeigt. Im wesent
lichen wird das Verkleidungseinlaßrohr nach Fig. 2(a) und 2(b) dadurch
hergestellt, daß eine durchgehende einteilige Verkleidung hergestellt
wird und die Verspleißungsenden der Verkleidung an einer Spleißstelle
21 nach Fig. 2(a) zusammengefügt werden, oder daß von einer Vielfalt
von Fertigungsmethoden Gebrauch gemacht wird, die zu einem End
produkt führen, welches überhaupt keine Spleißung aufweist, wie dies in
Fig. 2(b) dargestellt ist.
Die in Fig. 2(a) dargestellte einteilige Verkleidung 18 ist im wesentli
chen zylindrisch und enthält gemäß detaillierterer Darstellung in den
Fig. 3 und 4 ein perforiertes und/oder poröses Deckblatt 23, einen
Honigwabenkern 24 und ein festes Rückseitendeckblatt 25, welches in
herkömmlicher Weise ausgebildet ist, wenn man davon absieht, daß der
Aufbau in Umfangsrichtung über einen Winkel von 360° durchgehend
ist. Der Spleißungsbereich 19 in Fig. 2(a) ist derart ausgebildet, daß die
sich ergebende Spleißung so schmal wie möglich ist, so daß sie ange
nähert dem Zustand ohne Spleißstelle gemäß Fig. 2(b) entspricht.
Das bevorzugte Verfahren zum Fertigen des Einzelspleißungs-Rohres
unterscheidet sich von dem Verfahren gemäß dem US-Patent 4 826 106
darin, daß es sich um ein Triebwerk-Einlaßrohr handelt, nicht jedoch um
eine rückwärtige Verkleidung eines Flugzeugtriebwerkes. Außerdem sind
nicht Abschnitte von weniger als 180° gebildet, sondern das Rohr setzt
sich aus einem Teil zusammen, welches sich über einen Winkel von
360° erstreckt. Während die verwendeten Materialien die gleichen sein
können, wie sie in dem US-Patent 4 826 106 offenbart sind, so sind dem
Fachmann auch andere geeignete Verbund- oder metallische Werkstoffe
bekannt, von denen die Erfindung Gebrauch machen kann.
In der Praxis besteht der Aufbau von Ausführungsformen, die nicht eine
separate mikroporöse Schicht beinhalten müssen, bei Betrachtung von
innen nach außen das perforierte Laminat 23, eine (nicht gezeigte) Kleb
stoffschicht, den Honigwabenkern 24, eine (nicht gezeigte) Klebstoff
schicht, und das nicht-poröse, durchgehende Rückseiten-Deckblatt 25.
Die Klebstoffschichten auf der Innen- und der Außenseite des Kerns
können als diskrete Schichten auf die Anordnung aufgebracht werden,
man kann aber auch unter gesteuerten Bedingungen die Bindung
zwischen dem Kern und dem jeweiligen Deckblatt mit dem Harz aus
den angrenzenden Laminaten herstellen.
Wenn ein mikroporöses Deckblatt erforderlich ist, so kann dies entweder
als die erste Luftdurchgangsschicht vorgesehen sein, oder aber unterhalb
der Luftdurchgangs-Perforierung. In jedem Fall müssen, wenn die
mikroporöse Schicht (die beispielsweise aus einem gewebten Maschen
stoff gefertigt sein kann und dazu dient, die gewünschten akustischen
Eigenschaften der Verkleidung zu erhalten) nur in Blattform verfügbar
ist, die Enden der Schicht am Umfang derart vereint werden, daß eine
Diskontinuität der physikalischen und mechanischen Materialeigenschaf
ten, d. h. eine Spleißung, erhalten wird. Dies ist eine Konzession an die
Fertigungspraxis, die aus Kostengründen akzeptierbar sein kann, es gibt
jedoch auch Fertigungsverfahren zum Herstellen zylindrischer Geome
trien, die unter zusätzlichem Kostenaufwand einsetzbar sind, um in
dieser Schicht jegliche Spleißung zu vermeiden.
Das perforierte Deckblatt kann ein faserverstärktes Laminat sein, bei
spielsweise Graphit/Epoxyd, Graphit/Bismalyimid, Glas/Epoxyd oder ein
anderes derartiges Material, welches dem Fachmann bekannt ist. Die
Löcher können in einem getrennten Aushärtungsprozeß in das Laminat
eingeformt werden, oder sie können während eines ein gemeinsames
Aushärten und Bonden umfassenden Prozesses in das Deckblatt einge
formt werden, wobei dieser Prozeß den Kern und/oder das massive
rückseitige Deckblatt betrifft. Eine Konstruktionsform kann von einem
metallischen porösen Deckblatt Gebrauch machen, welches in Umfangs
richtung durchgehend ist, indem eine Art Schweißung vorgenommen
wird, um anschließend durch Magnaformung oder andere ähnliche
Prozesse zu angenähert zylindrischen Formen zu gelangen. Um die
Deckblatt-Säume zu vermeiden, können die Deckblätter beispielsweise
dadurch gebildet werden, daß das Deckblattmaterial mit einem Winkel
von mehr als 360° um eine Form gewickelt wird, bevor ein Aushärten
stattfindet. Der Kernaufbau kann dadurch gebildet werden, daß man auf
die Enden einer Honigwabenstruktur Druck aufbringt, so daß infolge des
Druckes die Enden so zusammengedrückt werden, daß keine Naht ent
steht.
Bei der bevorzugten Ausführungsform der Erfindung gemäß Fig. 3 und
5(b) sind einstückige Halterungen dadurch vorgesehen, daß in eine Vor
form Graphitgarn eingewebt oder eingeflochten wird, beispielweise so,
wie es in der US-PS 4 826 106 offenbart ist. Diese Vorformen werden
dann mit einem Expoxidmaterial oder einem anderen Harz imprägniert,
so daß sie sich leicht und schnell auf einer Naßrohrkonstruktion anbrin
gen lassen, um gleichzeitig mit dem akustischen Sandwichmaterial aus
gehärtet zu werden, so daß dadurch ein spleißungsfreier, durchgehender
Aufbau ohne das Erfordernis einer getrennten diskreten Befestigungs
anbringung entsteht. Dies führt zu einer noch leichtgewichtigeren und
langlebigeren Konstruktion. Eine solche Anordnung enthält einen ein
stückigen Triebwerklagerungs-Flansch 20, an dem der Triebwerkrahmen
30 am hinteren Ende des Rohres befestigt wird, außerdem ist ein Be
festigungsflansch 21 für einen Feuerwandringrahmen und am vorderen
Ende ein Befestigungsflansch 22 für einen LE-Ringrahmen vorhanden.
Fig. 3 und 5(b) zeigen außerdem das perforierte Deckblatt 25, den
Honigwabenkern 24 und das nicht-poröse Deckblatt 23. Der Rohraufbau
nach Fig. 3 und 5(b) kann entweder einen einzigen Flansch oder über
haupt keinen Flansch besitzen. Ein Teil des Aufbaus ist zur Freilegung
des Kernes 24 weggeschnitten.
Bei einer anderen bevorzugten Ausführungsform ist es möglich, den
Feuerwandringrahmen und den L.E.-Ringrahmen dadurch hinzuzufügen,
daß man die Befestigungsflansche gemäß den Fig. 4 und 5(c) aufbaut,
um die herkömmlichen Ringstrukturen 28 und 29 gemäß Fig. 5(a) und
5(b) zu ersetzen durch einen Feuerwandring 29′ und einen L.E.-Ring
28′. Als Ergebnis reduziert sich trotz erhöhter akustischer Fläche das
Gewicht des Rohres einschließlich der Anti-Eis-Vorrichtung, während
sich die Kosten im Vergleich zu dem in Fig. 5(a) dargestellten Einlaß-
Schallrohr, das entsprechend dem herkömmlichen Aufbau nicht-integrale
Halterungen 31 bis 35 besitzt, verringern.
Claims (13)
1. Triebwerkeinlaß-Schallrohr von etwa zylindrischer Form, mit einem
vorderen und einem hinteren Ende, gekennzeichnet durch - von der
Luftdurchlaßseite aus nach außen hin betrachtet:
- - ein einstückiges inneres Deckblatt (23),
- - eine einstücke Kernstruktur (24); und
- - ein einstückiges, nicht-poröses Rückseitendeckblatt (25),
wobei das innere und das Rückseiten-Deckblatt (23, 25) und die Kern
struktur (24) höchstens eine sich von dem vorderen zu dem hinteren
Ende erstreckende Spleißung (21) aufweisen.
2. Schallrohr nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das
innere Deckblatt porös oder mikroporös ist.
3. Schallrohr nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß eine
mikroporöse Schicht auf der Luftdurchgangsseite des inneren Deckblattes
vorhanden ist, wobei das mikroporöse Blatt höchstens eine Spleißung
enthält.
4. Schallrohr nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeich
net, daß die Kernstruktur und/oder das nicht-poröse Rückseitendeckblatt
spleißlos ist.
5. Schallrohr nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeich
net, daß das innere Deckblatt und das Rückseitendeckblatt
Graphit/Epoxyddeckblätter sind, während die Kernstruktur ein Kern vom
Honigwabentyp ist.
6. Schallrohr nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch
gekennzeichnet, daß das nicht-poröse Rückseitendeckblatt einen ein
stückigen Triebwerklagerungsflansch (20) und/oder einen einstückigen
Feuerwandring-Befestigungsflansch (21) und/oder einen einstückigen
L.E.-Ring-Anbringungsflansch (22) und/oder einen integralen Feuer
wandring (29′) und/oder einen integralen L.E.-Ring (28′) aufweist.
7. Verfahren zum Herstellen eines Triebwerkeinlaß-Schallrohres,
gekennzeichnet durch die Schritte:
- (a) Bilden eines im wesentlichen zylindrischen, einstückigen nicht-po rösen Rückseitendeckblatts (25) mit höchstens einer Spleißung;
- (b) Bilden eines im wesentlichen zylindrischen einstückigen Kernauf baus (24) mit höchstens einer Spleißung;
- (c) Bilden eines im wesentlichen zylindrischen, einstückigen inneren Deckblattes (23) mit höchstens einer Spleißung.
8. Verfahren nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die
Deckblätter dadurch gebildet werden, daß ein Graphit/Epoxyd-Tuch
derart gewickelt wird, daß es vor dem Aushärten einen Winkel von
mehr als 360° bildet.
9. Verfahren nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß der Kern
aufbau dadurch erhalten wird, daß man auf die Enden einer Honigwa
benstruktur Druck aufbringt, um die Enden zusammenzudrücken, bis
keine Naht in Erscheinung tritt.
10. Verfahren nach einem der Ansprüche 7 bis 9, gekennzeichnet
durch den Schritt des Einführens des Kernaufbaus in das nicht-poröse
Rückseitendeckblatt und des Verklebens des Kernaufbaus und des Rück
seitendeckblatts miteinander und/oder den Schritt des Einführens des
porösen inneren Deckblattes in den Kernaufbau und des Verklebens des
porösen inneren Deckblatts mit dem Kernaufbau.
11. Verfahren nach einem der Ansprüche 7 bis 10, gekennzeichnet
durch den Schritt des gemeinsamen Aushärtens der Deckblätter und des
Kernaufbaus.
12. Verfahren nach einem der Ansprüche 7 bis 11, dadurch gekenn
zeichnet, daß der Schritt (a) den Schritt des Ausbildens einer einstücki
gen Triebwerkhalterung, Feuerwandring- und L.E.-Ring-Befestigungs
flanschen (20, 21, 22) oder einstückiger Feuerwand- und L.E.-Ringe
(29′, 28′) enthält, indem Graphitgarne in eine Graphit-Vorform einge
woben oder eingeflochten werden, um dann mit Harz imprägniert zu
werden für den Einschluß in einer integralen gemeinsam ausgehärteten
Anordnung.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US98590992A | 1992-12-04 | 1992-12-04 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE4340951A1 true DE4340951A1 (de) | 1994-06-09 |
Family
ID=25531904
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE4340951A Withdrawn DE4340951A1 (de) | 1992-12-04 | 1993-12-01 | Einstückiges Triebwerkeinlaß-Schallrohr |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (2) | US5581054A (de) |
JP (1) | JPH06280614A (de) |
DE (1) | DE4340951A1 (de) |
FR (1) | FR2698910B1 (de) |
GB (1) | GB2273131B (de) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2787509A1 (fr) * | 1998-12-21 | 2000-06-23 | Aerospatiale | Structure d'entree d'air pour moteur d'aeronef |
US11339684B2 (en) | 2017-12-11 | 2022-05-24 | Rolls-Royce Plc | Fairings for power generation machines |
US11527228B2 (en) * | 2018-02-21 | 2022-12-13 | Rolls-Royce Plc | Fairings for power generation machines |
Families Citing this family (73)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP0895223B1 (de) * | 1997-07-30 | 2003-04-16 | The Boeing Company | Akustikplatte für Motorgondel mit integrierte Keilverkleidung und Vorderring |
US6173807B1 (en) | 1998-04-13 | 2001-01-16 | The Boeing Company | Engine nacelle acoustic panel with integral wedge fairings and an integral forward ring |
FR2767560B1 (fr) * | 1997-08-19 | 1999-11-12 | Aerospatiale | Ensemble reducteur de bruit pour turboreacteur d'aeronef |
US6098926A (en) * | 1998-08-06 | 2000-08-08 | Lockheed Martin Corporation | Composite fairing with integral damping and internal helmholz resonators |
IT1318059B1 (it) * | 2000-06-28 | 2003-07-21 | Aermacchi S P A | Struttura fonoassorbente e di rinforzo per pannelli acustici digondole motore. |
FR2844303B1 (fr) * | 2002-09-10 | 2006-05-05 | Airbus France | Piece tubulaire d'attenuation acoustique pour entree d'air de reacteur d'aeronef |
FR2844304B1 (fr) * | 2002-09-10 | 2004-12-10 | Airbus France | Couche acoustiquement resistive pour panneau d'attenuation acoustique, panneau utilisant une telle couche |
US6920958B2 (en) * | 2003-10-17 | 2005-07-26 | The Boeing Company | Annular acoustic panel |
GB0403941D0 (en) * | 2004-02-21 | 2004-03-24 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine blade containment assembly |
FR2868124B1 (fr) * | 2004-03-29 | 2006-06-23 | Airbus France Sas | Structure d'entree d'air pour moteur d'aeronef |
DE102004029221A1 (de) * | 2004-06-16 | 2006-01-12 | Geiger Technik Gmbh | Vorrichtung zur Schalldämpfung und Vorrichtung zur Leitung eines Fluids |
US7337875B2 (en) * | 2004-06-28 | 2008-03-04 | United Technologies Corporation | High admittance acoustic liner |
US7328771B2 (en) * | 2004-07-27 | 2008-02-12 | United Technologies Corporation | Zero acoustic splice fan case liner |
US7350619B2 (en) * | 2004-09-23 | 2008-04-01 | Honeywell International, Inc. | Auxiliary power unit exhaust duct with muffler incorporating an externally replaceable acoustic liner |
US7296655B2 (en) * | 2005-04-22 | 2007-11-20 | United Technologies Corporation | Duct liner acoustic splice |
US7296656B2 (en) * | 2005-04-22 | 2007-11-20 | United Technologies Corporation | Acoustic mechanical retainer |
US7707708B2 (en) * | 2005-09-21 | 2010-05-04 | Rohr, Inc. | Apparatus for making a tubular composite structure |
US7861823B2 (en) * | 2005-11-04 | 2011-01-04 | United Technologies Corporation | Duct for reducing shock related noise |
FR2903734B1 (fr) * | 2006-07-12 | 2008-09-12 | Airbus France Sas | Turbomoteur pour aeronef. |
US7721525B2 (en) * | 2006-07-19 | 2010-05-25 | Rohr, Inc. | Aircraft engine inlet having zone of deformation |
US7866440B2 (en) * | 2006-07-21 | 2011-01-11 | Rohr, Inc. | System for joining acoustic cellular panel sections in edge-to-edge relation |
FR2905983B1 (fr) * | 2006-09-20 | 2013-03-15 | Turbomeca | Dispositif d'insonorisation d'un moteur d'helicoptere a turbine a gaz, et moteur ainsi obtenu |
US7503425B2 (en) * | 2006-10-02 | 2009-03-17 | Spirit Aerosystems, Inc. | Integrated inlet attachment |
US7735600B2 (en) | 2006-12-08 | 2010-06-15 | The Boeing Corporation | Monolithic acoustically-treated engine nacelle inlet panels |
FR2920137B1 (fr) * | 2007-08-20 | 2009-09-18 | Aircelle Sa | Fixation d'une structure d'une nacelle de turboreacteur par bride couteau/gorge renforcee |
US8418962B2 (en) | 2008-01-19 | 2013-04-16 | The Boeing Company | Distribution of point loads in honeycomb panels |
FR2927952A1 (fr) * | 2008-02-27 | 2009-08-28 | Snecma Sa | Paroi insonorisante, en particulier pour nacelle de turboreacteur |
FR2928415B1 (fr) * | 2008-03-07 | 2010-12-03 | Aircelle Sa | Panneau acoustique d'une nacelle d'un aeronef |
US7640961B2 (en) * | 2008-03-21 | 2010-01-05 | Rohr, Inc. | Apparatus and method for making a tubular composite barrel |
EP2116728A1 (de) * | 2008-05-07 | 2009-11-11 | Siemens Aktiengesellschaft | Flüssigkeitsaufnahmeanordnung |
FR2932160B1 (fr) * | 2008-06-06 | 2010-11-26 | Airbus France | Support d'appareils de mesure intercale entre une motorisation et une entree d'air d'une nacelle d'aeronef |
US8028802B2 (en) * | 2008-06-30 | 2011-10-04 | General Electric Company | Method and system for damped acoustic panels |
FR2934247A1 (fr) * | 2008-07-25 | 2010-01-29 | Snecma | Nacelle de turboreacteur. |
FR2935017B1 (fr) | 2008-08-13 | 2012-11-02 | Snecma | Paroi interne d'une nacelle de turbomachine |
FR2936776A1 (fr) * | 2008-10-08 | 2010-04-09 | Aircelle Sa | Structure d'entree d'air de nacelle |
US8025499B2 (en) | 2008-11-03 | 2011-09-27 | Rohr, Inc. | Multi-segment tool and method for composite formation |
US7798285B2 (en) * | 2008-11-14 | 2010-09-21 | Rohr, Inc. | Acoustic barrel for aircraft engine nacelle including crack and delamination stoppers |
US20100132880A1 (en) * | 2008-12-01 | 2010-06-03 | Kevin Patrick Kelleher | Composite honeycomb sandwich panel splicing |
US9004407B2 (en) | 2008-12-24 | 2015-04-14 | Middle River Aircraft Systems | Anti-icing system and method for preventing ice accumulation |
US8197191B2 (en) * | 2009-04-14 | 2012-06-12 | Rohr, Inc. | Inlet section of an aircraft engine nacelle |
GB2478312B (en) * | 2010-03-02 | 2012-08-22 | Gkn Aerospace Services Ltd | Seamless acoustic liner |
US8251174B2 (en) * | 2010-03-26 | 2012-08-28 | Spirit Aerosystems, Inc. | Method for bonding honeycomb cores |
FR2959726B1 (fr) * | 2010-05-07 | 2013-05-31 | Aircelle Sa | Ensemble pour systeme propulsif d'aeronef |
FR2966128B1 (fr) * | 2010-10-15 | 2013-06-14 | Airbus Operations Sas | Nacelle d'aeronef incorporant une zone de jonction continue entre une paroi exterieure et un cadre avant et/ou un cadre arriere |
FR2966126B1 (fr) * | 2010-10-15 | 2013-06-28 | Airbus Operations Sas | Nacelle d'aeronef incorporant un cadre arriere incline vers l'arriere |
US9016042B2 (en) | 2011-05-20 | 2015-04-28 | Rohr, Inc. | Reinforcement members for aircraft propulsion system components configured to address delamination of the inner fixed structure |
FR2976974B1 (fr) * | 2011-06-24 | 2016-09-30 | Safran | Dispositif d'assemblage de panneaux acoustiques d'une nacelle de turbomachine |
FR2979385A1 (fr) | 2011-08-22 | 2013-03-01 | Snecma | Panneau d'isolation acoustique pour turbomachine et turbomachine comportant un tel panneau |
US8911656B2 (en) * | 2012-01-06 | 2014-12-16 | Honeywell International Inc. | Methods for manufacturing a composite fan inlet housing |
US20130283821A1 (en) * | 2012-04-30 | 2013-10-31 | Jonathan Gilson | Gas turbine engine and nacelle noise attenuation structure |
FR2993862B1 (fr) * | 2012-07-30 | 2015-08-21 | Turbomeca | Entree d'air pour moteur d'helicoptere a circulation de contournement augmentee |
US9644493B2 (en) * | 2012-09-07 | 2017-05-09 | United Technologies Corporation | Fan case ballistic liner and method of manufacturing same |
FR2995360B1 (fr) * | 2012-09-12 | 2018-06-15 | Snecma | Procede de montage d'un panneau acoustique dans un carter d'une turbomachine et turbomachine comportant un panneau acoustique |
FR3007064B1 (fr) | 2013-06-13 | 2018-06-29 | Composite Industrie | Secteur de joint annulaire abradable pour turbomachine et procede de fabrication d'une telle piece |
FR3007063B1 (fr) * | 2013-06-13 | 2015-07-03 | Composite Ind | Piece de materiau abradable pour la fabrication d'un secteur de joint annulaire abradable pour turbomachine et procede de fabrication d'une telle piece |
US9663238B2 (en) * | 2013-11-11 | 2017-05-30 | The Boeing Company | Nacelle inlet lip skin with pad-up defining a developable surface having parallel ruling lines |
FR3015593B1 (fr) | 2013-12-20 | 2018-09-07 | Safran Aircraft Engines | Carter en materiau composite a matrice organique favorisant l'evacuation des fumees |
GB201407313D0 (en) | 2014-04-25 | 2014-06-11 | Rolls Royce Plc | Intake liner |
US9708072B2 (en) | 2014-04-30 | 2017-07-18 | The Boeing Company | Aircraft engine nacelle bulkheads and methods of assembling the same |
US9656761B2 (en) | 2014-04-30 | 2017-05-23 | The Boeing Company | Lipskin for a nacelle and methods of making the same |
US9938852B2 (en) | 2014-04-30 | 2018-04-10 | The Boeing Company | Noise attenuating lipskin assembly and methods of assembling the same |
US9604438B2 (en) * | 2014-04-30 | 2017-03-28 | The Boeing Company | Methods and apparatus for noise attenuation in an engine nacelle |
US9290274B2 (en) | 2014-06-02 | 2016-03-22 | Mra Systems, Inc. | Acoustically attenuating sandwich panel constructions |
EP3032043A1 (de) * | 2014-12-12 | 2016-06-15 | Rolls-Royce plc | Fangehäuseanordnung mit ringelement für ein gasturbintriebwerk |
US10247043B2 (en) * | 2014-12-31 | 2019-04-02 | General Electric Company | Ducted cowl support for a gas turbine engine |
US10533497B2 (en) | 2016-04-18 | 2020-01-14 | United Technologies Corporation | Short inlet with integrated liner anti-icing |
DE102018107096A1 (de) | 2018-03-26 | 2019-09-26 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Gasturbinentriebwerk und Paneel für ein Gasturbinentriebwerk |
FR3079499B1 (fr) * | 2018-03-28 | 2020-09-04 | Airbus Operations Sas | Partie anterieure de nacelle comportant un cadre de rigidification constitue de plusieurs elements adjacents assembles sur un premier anneau et un deuxieme anneau |
FR3084917B1 (fr) * | 2018-08-09 | 2021-04-16 | Safran Ceram | Ensemble pour une tuyere d'ejection de turbomachine |
FR3092871B1 (fr) * | 2019-02-15 | 2022-02-25 | Airbus Operations Sas | Procede d’assemblage d’une entree d’air d’un turboreacteur d’aeronef |
FR3095419B1 (fr) * | 2019-04-26 | 2021-10-01 | Safran Nacelles | Entrée d’air de nacelle à panneau acoustique |
CN110486334B (zh) * | 2019-09-17 | 2021-11-19 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种声衬及具有其的发动机 |
FR3117257B1 (fr) * | 2020-12-04 | 2023-12-22 | Safran Nacelles | Panneau multicellulaire d’atténuation acoustique à hauteur variable |
Family Cites Families (23)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3508838A (en) * | 1968-09-16 | 1970-04-28 | Gen Electric | Sound suppression of compressors used in gas turbine engines |
US3850261A (en) * | 1973-03-01 | 1974-11-26 | Gen Electric | Wide band width single layer sound suppressing panel |
US4023644A (en) * | 1975-07-02 | 1977-05-17 | The Boeing Company | Fluid layer acoustic shield for turbofan jet propulsion engine |
GB1522558A (en) * | 1976-04-05 | 1978-08-23 | Rolls Royce | Duct linings |
US4215161A (en) * | 1978-03-20 | 1980-07-29 | Mcdonnell Douglas Corporation | Fiber-resin-carbon composites and method of fabrication |
US4235303A (en) * | 1978-11-20 | 1980-11-25 | The Boeing Company | Combination bulk absorber-honeycomb acoustic panels |
GB2038410B (en) * | 1978-12-27 | 1982-11-17 | Rolls Royce | Acoustic lining utilising resonance |
US4293053A (en) * | 1979-12-18 | 1981-10-06 | United Technologies Corporation | Sound absorbing structure |
GB2076049B (en) * | 1980-05-17 | 1983-10-26 | Rolls Royce | Variable acoustic impedance lining |
US4590122A (en) * | 1980-12-18 | 1986-05-20 | Fiberite Corporation | High conductivity graphite material with electrically conductive filaments wrapped around warp and fill elements |
US4421201A (en) * | 1981-09-29 | 1983-12-20 | The Boeing Company | High efficiency broadband acoustic resonator and absorption panel |
US4600619A (en) * | 1984-12-31 | 1986-07-15 | The Boeing Company | Continuously wound filament structure for use in noise attenuation element |
US4817756A (en) * | 1985-08-26 | 1989-04-04 | Aeronautic Development Corp. Ltd. | Quiet nacelle system and hush kit |
US4759513A (en) * | 1986-09-26 | 1988-07-26 | Quiet Nacelle Corporation | Noise reduction nacelle |
US4850093A (en) * | 1987-02-09 | 1989-07-25 | Grumman Aerospace Corporation | Method of making an acoustic attenuating liner |
US4826106A (en) * | 1987-02-18 | 1989-05-02 | Grumman Aerospace Corporation | Advanced composite aircraft cowl |
GB8817669D0 (en) * | 1988-07-25 | 1988-09-01 | Short Brothers Ltd | Means for attenuating sound energy |
US4969535A (en) * | 1989-06-26 | 1990-11-13 | Grumman Aerospace Corporation | Acoustic liner |
US5025888A (en) * | 1989-06-26 | 1991-06-25 | Grumman Aerospace Corporation | Acoustic liner |
US5014815A (en) * | 1989-06-26 | 1991-05-14 | Grumman Aerospace Corporation | Acoustic liner |
GB9014381D0 (en) * | 1990-06-28 | 1990-08-22 | Short Brothers Plc | A composite structural component |
US5175401A (en) * | 1991-03-18 | 1992-12-29 | Grumman Aerospace Corporation | Segmented resistance acoustic attenuating liner |
EP0572725A1 (de) * | 1992-06-03 | 1993-12-08 | Fokker Aircraft B.V. | Schalldämpfende Auskleidung |
-
1993
- 1993-12-01 DE DE4340951A patent/DE4340951A1/de not_active Withdrawn
- 1993-12-02 GB GB9324728A patent/GB2273131B/en not_active Expired - Fee Related
- 1993-12-02 FR FR9314445A patent/FR2698910B1/fr not_active Expired - Fee Related
- 1993-12-06 JP JP5305514A patent/JPH06280614A/ja active Pending
-
1995
- 1995-05-18 US US08/443,984 patent/US5581054A/en not_active Expired - Fee Related
-
1996
- 1996-08-14 US US08/696,798 patent/US5768778A/en not_active Expired - Fee Related
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2787509A1 (fr) * | 1998-12-21 | 2000-06-23 | Aerospatiale | Structure d'entree d'air pour moteur d'aeronef |
EP1013910A1 (de) * | 1998-12-21 | 2000-06-28 | Aerospatiale Matra | Struktur einer Flugzeugtriebwerksgondel |
US6328258B1 (en) | 1998-12-21 | 2001-12-11 | Aerospatial Natra | Air intake structure for aircraft engine |
US11339684B2 (en) | 2017-12-11 | 2022-05-24 | Rolls-Royce Plc | Fairings for power generation machines |
US11527228B2 (en) * | 2018-02-21 | 2022-12-13 | Rolls-Royce Plc | Fairings for power generation machines |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
GB2273131B (en) | 1997-04-16 |
GB9324728D0 (en) | 1994-01-19 |
US5581054A (en) | 1996-12-03 |
GB2273131A (en) | 1994-06-08 |
US5768778A (en) | 1998-06-23 |
FR2698910A1 (fr) | 1994-06-10 |
JPH06280614A (ja) | 1994-10-04 |
FR2698910B1 (fr) | 1997-07-18 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE4340951A1 (de) | Einstückiges Triebwerkeinlaß-Schallrohr | |
DE602005001519T2 (de) | Lärmminderungsanordnung für Fluggasturbine | |
DE60105114T2 (de) | Herstellungsverfahren für eine Platte mit geschützter schalldämmender Schicht und auf dieser Basis hergestellte Platte | |
DE60309112T2 (de) | Schalldämpfende Schicht für eine schalldämpfende Platte und eine Platte mit einer solchen Schicht | |
DE69108710T2 (de) | Lärmdämpfende Wabenstruktur. | |
EP2358589B1 (de) | Flugzeugkabinenpaneel zur schallreduktion | |
EP2406069B1 (de) | Mehrschichtplatte zur schalldämmung | |
DE68909348T2 (de) | Schalldämmplatte. | |
DE69815961T2 (de) | Stützstruktur für Akustikplatten einer Triebwerksgondel | |
DE60305819T2 (de) | Rohrförmiges akustisches Dämpfungselement für den Lufteinlass eines Flugzeugmotors | |
DE60224924T2 (de) | Lärmdämpfungsplatte mit widerstandschicht mit verstärktem strukturteil | |
DE102006031436B4 (de) | Strukturelement, Verfahren zur Herstellung eines derartigen Strukturelements und Flugzeug mit einem derartigen Strukturelement | |
DE102008017357A1 (de) | Akustisch optimiertes Kabinenwandelement | |
EP2414229B1 (de) | Luftfahrzeug mit einem isolierungssystem zur wärme- und schallisolierung | |
EP1060073B1 (de) | Schichtstoff | |
DE102014218350A1 (de) | Schalldämpfende Anordnung für eine Triebwerksgondel und Triebwerksgondel mit einer solchen Anordnung | |
EP2190736B1 (de) | Isolationsaufbau zum thermischen und akustischen isolieren eines luftfahrzeugs | |
DE102006025930B4 (de) | Rumpfstruktur und Verfahren zur Herstellung einer Rumpfstruktur | |
DE1958354B2 (de) | Schalldaempfende auskleidung fuer den mantelstromkanal eines gasturbinenstrahltriebwerks | |
DE9107484U1 (de) | Hitzeschild | |
EP0918129A2 (de) | Fenster, Türe oder dergl. | |
DE102007060525A1 (de) | Schalldämpfungs-Luftführungskanal und Verfahren zur Herstellung eines Schalldämpfungs-Luftführungskanals | |
LU102779B1 (de) | Schalldämmendes Verbundbauteil mit Wabenkern und Herstellverfahren hierfür | |
DE3117137C2 (de) | Vorgeformtes, selbsttragendes Fahrzeugteil, insbesondere Fahrzeughimmel | |
EP2093513A2 (de) | Wärmeisolierende Umkleidung |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
8110 | Request for examination paragraph 44 | ||
8139 | Disposal/non-payment of the annual fee |