【技術實現步驟摘要】
本專利技術涉航空設備領用，尤其涉及用于航空發動機噪聲控制的吸聲復合結構。
技術介紹
1、航空發動機風扇噪聲是飛機噪聲的主要來源，可以通過在發動機入口、壁面等部位放置聲襯結構進行控制。傳統聲襯主要采用微穿孔板-蜂窩空腔-背板結構，是一種單自由度聲襯，以及由此發展出來的雙自由度聲襯甚至三自由度聲襯，原理都是利用亥姆霍茲共振吸收單頻噪聲。然后，這類傳統聲襯結構受限于穿孔率有限、聲襯結構強度、結構共振頻率固定等因素，導致這類聲襯吸聲降噪頻率范圍較窄，盡管雙自由度、三自由度聲襯可以一定程度增大吸聲降噪頻率范圍，但是同時增大了聲襯的重量和尺寸。此外由于傳統聲襯結構的蜂窩芯是由具有正泊松比值的正六邊形蜂窩構成，在曲面一體成型的制造過程中，容易出現馬鞍型形變，從而影響聲襯整體的聲學性能以及結構強度，特別是對于應用于小直徑的小型公務機短艙上的聲襯來說，更容易面臨這個問題。
技術實現思路
1、針對上述
技術介紹
所述現有技術的不足，本專利技術旨在提供一種航空發動機吸聲降噪復合結構，結合梯度填充的多孔吸聲材料，拓寬吸聲降噪的頻譜范圍，同時通過半內凹六邊形蜂窩結構改善復合結構整體結構強度和維持其穩定聲學性能。
2、本專利技術的技術方案如下：
3、提供一種航空發動機吸聲降噪復合結構，包括背板，所述背板用于提供聲學硬壁環境；蜂窩芯，所述蜂窩芯由半內凹六邊形蜂窩構成，蜂窩芯與所述背板的一側固定連接；多孔吸聲材料，所述多孔吸聲材料靠近所述背板分三段按照密度逐漸變小梯度填充在所述蜂窩芯內，三段填
4、進一步的，所述穿孔板的表面穿孔為圓形，大約每三個圓孔對應一個所述蜂窩芯單孔，所述圓孔的面積約為所述蜂窩芯單孔面積的3-4％。
5、進一步的，所述穿孔板的厚度小于等于1毫米。
6、進一步的，所述穿孔板由互相交織的纖維構成，且所述纖維用熱塑性樹脂進行預浸漬，纖維的經線或緯線方向與航空發動機進氣道氣流方向相同。
7、進一步的，所述蜂窩芯由nomex制造成。
8、進一步的，所述蜂窩芯由半內凹六邊形構成，每個蜂窩孔與相鄰的其他六個蜂窩孔共享邊。
9、進一步的，所述多孔吸聲材料由石墨烯海綿構成。
10、進一步的，所述多孔吸聲材料靠近所述背板按密度從大到小梯度填充在所述蜂窩芯內，靠近所述背板處的多孔吸聲材料密度最大，密度優選分別為9mg/cm3、4mg/cm3和2mg/cm3。
11、進一步的，所述多孔吸聲材料分三段按照密度從大到小填充，每一段的填充高度為所述蜂窩芯高度的四分之一，所述多孔吸聲材料與所述背板連接。
12、進一步的，所述背板由互相交織的纖維制成，且所述纖維用熱塑性樹脂進行預浸漬，纖維的經線或緯線方向與航空發動機進氣道氣流方向相同。
13、進一步的，所述背板的厚度小于等于0.5毫米。
14、本專利技術的有益效果如下：
15、(1)本專利技術的航空發動機吸聲降噪復合結構為多孔吸聲材料填充穿孔板-蜂窩復合結構。所述多孔材料按密度變化梯度填充在蜂窩芯內，并在所述蜂窩芯腔體內留出空隙，距離所述穿孔板有一定距離，所述多孔吸聲材料作為一種流阻率梯度變化的多孔材料極大地提高了對高頻段噪聲的吸收能力，有助于在保證所述航空發動機吸聲降噪復合結構在目標單音噪聲頻率處有較高吸聲系數的同時，拓寬整體復合結構的吸聲頻率范圍。
16、(2)蜂窩芯由半內凹六邊形蜂窩構成，為零泊松結構，相比于傳統聲襯結構使用的正六邊形蜂窩具有更優異的面內力學性能，在彎曲應力作用下，可以避免出現正六邊形蜂窩結構產生的馬鞍型形變。所述蜂窩芯的內凹六邊形蜂窩構型可以通過抑制非變形方向上的泊松比效應，避免了蜂窩芯單元結構的畸變，保證了聲學性能的穩定，同時為所述穿孔板提供足夠的面外剛度去承載氣動載荷。
17、(3)利用本專利技術的方法得到的航空發動機吸聲降噪復合結構材料，通過改變填充多孔吸聲材料的密度梯度和填充高度h-h1，穿孔板穿孔直徑d及穿孔板厚度t，可在寬頻范圍內調節吸聲峰值對應的頻率、平均吸聲系數及吸聲頻率范圍。
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1.一種航空發動機吸聲降噪復合結構，其特征在于：包含，
2.如權利要求1所述的航空發動機吸聲降噪復合結構，其特征在于：所述穿孔板(4)的表面穿孔為圓形的孔，所述圓形孔每三個對應一個蜂窩芯單孔，所述圓形孔(5)的面積為蜂窩芯單孔面積的3-4％。
3.如權利要求2所述的航空發動機吸聲降噪復合結構，其特征在于：所述穿孔板(4)的厚度小于等于1毫米。
4.如權利要求2所述的航空發動機吸聲降噪復合結構，其特征在于：所述穿孔板(4)由相互交織的纖維構成，且所述纖維用熱塑性樹脂進行預浸漬，相互交織的纖維經線或者緯線方向與航空發動機進氣道氣流方向相同。
5.如權利要求1所述的航空發動機吸聲降噪復合結構，其特征在于：所述蜂窩芯(2)由NOMEX制造成。
6.如權利要求5所述的航空發動機吸聲降噪復合結構，其特征在于：所述蜂窩芯(2)由半內凹的六邊形蜂窩構成，區別于傳統正六邊形蜂窩結構構成的蜂窩芯，每個內凹六邊形蜂窩單元與周圍其他六個內凹六邊形蜂窩單元相鄰，有共用邊。
7.如權利要求1所述的航空發動機吸聲降噪復合結構，其特征在于：
8.如權利要求7所述的航空發動機吸聲降噪復合結構，其特征在于：所述多孔吸聲材料(3)按密度從大到小三段式梯度填充在所述蜂窩芯(2)內，靠近所述背板(1)處填充的多孔吸聲材料(3)的密度最大，密度優選分別為9mg/cm3、4mg/cm3和2mg/cm3，每段填充高度為所述蜂窩芯(2)高度的四分之一。
9.如權利要求1所述的航空發動機吸聲降噪復合結構，其特征在于：所述多孔吸聲材料為石墨烯海綿，其內部均是無序多孔結構。
10.權利要求1所述的航空發動機吸聲降噪復合結構，其特征在于：所述背板(1)由相互交織的纖維構成，相互交織的纖維經線或者緯線防線與航空發動機進氣道氣流方向相同。
...【技術特征摘要】
1.一種航空發動機吸聲降噪復合結構，其特征在于：包含，
2.如權利要求1所述的航空發動機吸聲降噪復合結構，其特征在于：所述穿孔板(4)的表面穿孔為圓形的孔，所述圓形孔每三個對應一個蜂窩芯單孔，所述圓形孔(5)的面積為蜂窩芯單孔面積的3-4％。
3.如權利要求2所述的航空發動機吸聲降噪復合結構，其特征在于：所述穿孔板(4)的厚度小于等于1毫米。
4.如權利要求2所述的航空發動機吸聲降噪復合結構，其特征在于：所述穿孔板(4)由相互交織的纖維構成，且所述纖維用熱塑性樹脂進行預浸漬，相互交織的纖維經線或者緯線方向與航空發動機進氣道氣流方向相同。
5.如權利要求1所述的航空發動機吸聲降噪復合結構，其特征在于：所述蜂窩芯(2)由nomex制造成。
6.如權利要求5所述的航空發動機吸聲降噪復合結構，其特征在于：所述蜂窩芯(2)由半內凹的六邊形蜂窩構成，區別于傳統正六邊形蜂窩結構構成的蜂窩芯，每個內凹六邊形蜂窩...
【專利技術屬性】
技術研發人員：許一超，唐昆，李宜彬，徐惠彬，
申請(專利權)人：天目山實驗室，
類型：發明
國別省市：
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