一种航空发动机星型结构声衬

技术领域

本发明属于航空发动机技术领域，尤其涉及一种航空发动机星型结构声衬。

背景技术

航空发动机声衬结构是一种用于减少发动机噪音的结构，传统航空发动机声衬结构通常包括穿孔板、正六边形蜂窝和背板。其中穿孔板通常由金属材料制成，表面上带有一定密度和规则排列的小孔。这些小孔可以有效地吸收振动和声波，减少发动机噪音的传播。穿孔板通常被安装在声衬装置的外观上，起到隔音和吸声的作用。正六边形蜂窝是一种具有规则结构的多孔板，通常由金属或陶瓷材料制成。正六边形蜂窝具有高的吸声效果，可以有效地减少噪音传播和反射。通过正六边形蜂窝结构，声波可以在板内多次反射和吸收，从而减少噪音的产生。背板是声衬装置的支撑结构，通常由金属或合成材料构成，用于固定穿孔板和正六边形蜂窝板。背板的设计不仅要具有足够的强度和刚度，还要兼顾整体轻量化和航空器空间的限制。

通过以上构成的航空发动机声衬装置，可以有效地减少发动机产生的噪音，提高乘客的舒适度和降低环境的噪音污染。因此，声衬装置的优化设计和材料选择对于航空器的噪音控制起着至关重要的作用，是航空工业中不可或缺的一部分。而目前，传统的正六边形声衬在航空发动机短舱中低频段降噪性能并不理想。

发明内容

针对现有技术存在的不足，本发明提供一种航空发动机星型结构声衬，通过改变声衬内蜂窝排布和新增内延伸管使得其能在低频段具有良好隔声量。

一种航空发动机星型结构声衬，其特征在于：包括顶部穿孔板、中间层穿孔板及背板，星型蜂窝穿过中间层穿孔板夹在顶部穿孔板与背板间；中间层穿孔板的数量为一个或多个；所述星型蜂窝包括多排紧密排布的蜂窝单元，每排蜂窝单元中两个横截面为正六边形的正六边形蜂窝为一组与横截面为圆形或四边形的内延伸管交替排布，相邻排间的蜂窝单元中的两个蜂窝与内延伸管交错排布，形成星型结构排布；所述内延伸管的一端贯穿顶部穿孔板；

顶部穿孔板、中间层穿孔板上位于正六边形蜂窝周围、靠近正六边形蜂窝的六角处开设微小孔；顶部穿孔板、中间层穿孔板上与正六边形蜂窝同轴开设有中型孔；顶部穿孔板、中间层穿孔板上对应于内延伸管开设有大吸声孔，内延伸管通过大吸声孔贯穿顶部穿孔板，形成贯穿式的内延伸管。

所述微小孔的直径小于中型孔的直径，中型孔的直径小于大吸声孔的直径。

每排所述蜂窝单元中的内延伸管的横截面为正方形。

每排所述蜂窝单元中的内延伸管的横截面为菱形。

每排所述蜂窝单元中的内延伸管的横截面为长方形。

所述星型结构声衬的材料为钛合金。

本发明的有益效果是：本发明采用区别于传统的正六方形蜂窝声衬设计，设置了六边星型蜂窝结构排布，此排布在结构上不会增重；且本结构是多层、多自由度声衬，可实现多次降噪；同时增设了内延伸管贯穿穿孔板，并在顶部穿孔板及中间层穿孔板上开设多种形式的孔，并对孔的位置进行了排布，从而使得该声衬具有更多的降噪量，即具有更好吸声性能，尤其是在低频段有良好的表现。

附图说明

图1为本发明实施例1提供的航空发动机星型结构声衬的示意图一(顶部穿孔侧)；

图2为本发明实施例1提供的航空发动机星型结构声衬的示意图二(底板侧)；

图3为本发明实施例1提供的航空发动机星型结构声衬的内部结构示意图；

图4为本发明实施例1提供的航空发动机星型结构声衬的内部结构俯视图；

图5为本发明实施例1提供的航空发动机星型结构声衬的主视图；

图6为本发明实施例1提供的航空发动机星型结构声衬的俯视图；

图7为本发明实施例1提供的航空发动机星型结构声衬的隔声量的仿真模拟结果示意图；

图8为与实施例1同尺寸的传统双自由度声衬的示意图；

图9为与实施例1同尺寸的传统双自由度声衬的内部结构示意图二；

图10为与实施例1同尺寸的传统双自由度声衬的隔声量的仿真模拟结果示意图；

图11为实施例1和与实施例1同尺寸的传统双自由度声衬的隔声量的仿真模拟结果对比示意图；

图12为传统单自由度声衬的示意图；

图13为传统单自由度声衬的内部结构示意图；

图14为传统单自由度声衬的隔声量的模拟仿真结果示意图；

图15为实施例1和与实施例1同尺寸的传统单自由度声衬的隔声量的仿真结果对比示意图；

图16为模拟仿真过程中网格划分结果示意图；

图17为模拟仿真过程中拼接好的模型作为隔声窗的示意图；

图18为模拟仿真过程中无反射的边界条件示意图；

图19为模拟仿真过程中混响室的参数设置示意图；

图20为模拟仿真过程中设置好的12个声载荷在混响室周围均匀排布效果示意图；

图21为模拟仿真过程中设置隔声量计算参数示意图；

图22为模拟仿真过程中隔声量计算过程示意图；

图23为本发明实施例5提供的航空发动机星型结构声衬的示意图；

其中，

1-顶部穿孔板，2-中间层穿孔板，3-背板，4-蜂窝单元，5-正六边形蜂窝，6-内延伸管，7-微小孔，8-中型孔，9-大吸声孔。

具体实施方式

为了更好的解释本发明，以便于理解，下面结合附图，通过具体实施方式，对本发明的技术方案和效果作详细描述。

实施例1

如图1-3所示，本实施例1提供的一种航空发动机星型结构声衬，包括顶部穿孔板1、中间层穿孔板2及背板3，星型蜂窝穿过中间层穿孔板2夹在顶部穿孔板1与背板3间。所述中间层穿孔板2的数量为1个，将整个声衬分隔成高度相同的两层，形成双自由度声衬。所述星型蜂窝为蜂窝夹芯排布，区别于传统正六边形蜂窝5，具体包括多排紧密排布的蜂窝单元4，每排蜂窝单元4中两个横截面为正六边形的正六边形蜂窝5为一组与横截面为圆形的内延伸管6交替排布，相邻排间的蜂窝单元4中的两个正六边形蜂窝5与内延伸管6交错排布，即第二排的内延伸管6的位置与第一排的一组的两个正六边形蜂窝5的中间位置相对应，第三排的一组的两个正六边形蜂窝5的中间位置与第二排的内延伸管6相对应，以此类推。所述内延伸管6的一端贯穿顶部穿孔板1，即内延伸管6的内部空腔与声衬外部相通。

如图4-6所示，所述顶部穿孔板1、中间层穿孔板2上位于正六边形蜂窝5周围、靠近正六边形蜂窝5的六角处开设微小孔7，每个正六边形蜂窝5周围的微小孔7构成一个正六边形，利于声波在正六边形蜂窝5的六角处和内延伸管6处来回反射损失。所述顶部穿孔板1、中间层穿孔板2上与正六边形蜂窝5同轴开设有中型孔8，顶部穿孔板1吸声后在正六边形蜂窝5内进行隔声，中间层穿孔板2让残余声波进入下一层实现二次隔声处理。顶部穿孔板1、中间层穿孔板2上对应于内延伸管6开设有大吸声孔9，内延伸管6通过大吸声孔9贯穿顶部穿孔板1，形成贯穿式的内延伸管6，防止声波反射溢出声衬。所述微小孔7的直径小于中型孔8的直径，中型孔8的直径小于大吸声孔9的直径。

所述星型结构声衬的材料为钛合金。

为了证明本实施例提供的航空发动机星型结构声衬吸声效果，对本实施例提供的航空发动机星型结构声衬与同尺寸的传统双自由度、传统单自由度声衬分别进行了隔声量的仿真模拟并对结果进行了对比，如图7所示为实施例1的航空发动机星型结构声衬的隔声量的仿真模拟结果，图8-9所示为与实施例1同尺寸的传统双自由度声衬，图10所示为与实施例1同尺寸的传统双自由度声衬的隔声量的仿真模拟结果，通过计算，如图11所示，本实施例提供的声衬在400～1000Hz的隔声量表现提升约为2.217％。图12-13所示为传统单自由度声衬，图14所示为传统单自由度声衬的隔声量的模拟仿真结果，如图15所示，经对比计算，本实施例提供的航空发动机星型结构声衬隔声量提升约为8.706％。

隔声量的测试思路：窗口实验法。左边为混响室，中间为样件(也称隔声窗)，右边为消声室。模拟仿真的过程具体如下：

首先，为检验模型隔声量，需将两个模型在背板3处镜像拼接处理，分别放在混响室处和消声室两侧。将模型作为隔声窗，用ANSA进行模型和空气域的网格划分，划分结果如图16所示；在Simcenter3D中将网格模型导入，单位使用(N)(mm)(tone)，类型选择vibro-acoustic。选中模型在中将类型更改为CTETRA(10)，命材料为titanium alloy(钛合金)。重复上述操作将空气域导入，分析类型保持一致，类型更改为CTETRA(10)-Acoustic Fluid，材料为Air，其中空气域有两部分，保存两次。

然后将两个sim文件关掉。将上面保存的两个fem文件打开，在第一个fem模型中进行操作，右键fem选择Append Fem将空气域与模型粘贴到一起，然后在fem中点击editmodel display将显示设置为vibro-acoustic context。对第一部分混响室进行重命名为SentAir,第二部分接收式命名为ReceiverAir。在Simcenter3D中将模型与混响室和消声室相结合，拼接好的模型作为隔声窗，如图17所示。

在New Simulation选择Simcenter Nastran Vibro-Acoustic新建一个sim，在solution type中选择sol 108direct frequency response functions直接频率响应然后创建，在bulk data中选中enable adaptive order for acoustic elements，然后将fluid-structure and poro-elastic interface中的两个内容选中保持默认。在casecontrol中选中forcing frequencies然后点击create，在frequency list form中选中linear sweep(FREQ1)，在frequency list unit中选中step value将频率范围设置为400Hz-1000Hz，step value设置为5Hz，然后将forcing frequencies1加到list中。在executive control中将geometry check改为none。然后在step中选择subcase-randomdistributed acoustic plane waves然后创建。在random results sorting中选择function plot(SORT2)，在output requests中选择vibro-acoustic outputrequests1。

点击regions创建两个new region，将no method改为feature angle elementfaces，然后在free face computation中选中visible model，选中空气域发出部分的全部外表面，对于空气域的接收部分进行同样的操作。在constraint type中选择fixedtranslation constraint，将no method改为feature angle nodes然后选中模型的四个面。

在simulation object type中选中automatically matched layer，然后在automatically matched layer surface中双击create region，选中group reference，然后点击之前创建的两个new region，如果无法选中则需要重新对空气域的发出和接收部分进行创建。无反射的边界条件示意图如图18所示。

在load type中选中distributed acoustic plane waves，然后在specifyvector选择-YC方向，将refinement level调到2，混响室的参数设置如图19所示，在type中选择frequency dependent pressure，接着在specify field中选择table filed，将pressure的单位改为Pa然后输入1Hz、1000Pa，1000Hz、1Pa两组数据，然后apply。设置好的12个声载荷在混响室周围均匀排布效果示意图如图20所示。

在modeling objects中选中vibro-acoustic output requests1，disable all取消所有勾选，然后点击acoustic transmission loss，选中enable INPOWER request点击create region，点击group reference选中之前创建的new region如果无法选中的话，则需要先取消勾选simulation object container然后重新选择。选中enable TRPOWERrequest，在automatically matched layer region selection中选择specify，点击automatically matched layer(2)，接着勾选enable TRLOSS request，将output medium改为print，punch，将random output medium改为rprint，设置隔声量计算参数示意图如图21所示，保存。

检查网格矢量，双击fem，点击element quality选中模型，然后点击disable all取消全部勾选，只选中volume<＝0，然后点击check elements检查，如果有节点就需要删除，没有就可以进行计算，隔声量计算过程示意图如图22所示，大约七小时计算后，最终得到在400～1000Hz中隔声量随频率变化曲线。

实施例2

本实施例所提供的航空发动机星型结构声衬与实施例1的不同之处仅在于，本实施例的内延伸管6的横截面为长方形，其余的设置及排布方式与实施例1相同。

实施例3

本实施例所提供的航空发动机星型结构声衬与实施例1的不同之处仅在于，本实施例的内延伸管6的横截面为正方形，其余的设置及排布方式与实施例1相同。

实施例4

本实施例所提供的航空发动机星型结构声衬与实施例1的不同之处仅在于，本实施例的内延伸管6的横截面为菱形，其余的设置及排布方式与实施例1相同。

实施例5

本实施例所提供的航空发动机星型结构声衬与实施例1的不同之处仅在于，本实施例中的中间层穿孔板2的数量为两个，将整个声衬分隔成高度相同的三层，形成三自由度声衬，其余的设置及排布方式与实施例1相同。如图23所示。