具体实施方式

图1示意性地示出了飞行器涡轮发动机的入口的横截面，该飞行器涡轮发动机通常包括气体发生器10、风扇12、主管道14和次级管道16，该气体发生器由内壳体C1围绕，该主管道和次级管道由中间壳体C2分隔开。因此，主管道14由内壳体C1和中间壳体C2界定。次级管道16由中间壳体C2和风扇模块外壳体C3界定。该外壳体C3是飞行器的机舱的部件的一部分。该壳体C3至少部分地围绕风扇12。

如图1所示，外壳体C3包括两个声学处理区域Z1、Z2。第一声学处理区域Z1位于风扇的上游。第二声学处理区域Z2位于风扇12的下游。在本申请中，根据涡轮发动机中气体的流动方向来限定上游和下游。

声学处理区域Z1、Z2主要包括声学板，该声学板形成噪音降低装置18(见图2)。该装置18通常具有呈层20、22、24的堆叠形式的结构。

使得能够实现最佳声学处理的主要标准是由空腔中要衰减的声波传播的表面区域和距离。对于申请人通常使用的“超高双涵道比”(Ultra High By Pass Ratio，UHBR)类型的发动机，目标频率的范围通常从400Hz延伸到4KHz。

如图2所示，根据本发明的噪音降低装置18包括中心层20，该中心层形成芯部。该中心层20形成所谓的蜂窝状结构。该中心层20通常具有的厚度E大约为五十毫米。该中心层通常由泡沫类型的材料(有机或金属)或其他粘弹性材料制成。如图2所示，所述中心层20被夹在第一表层22和第二表层24之间，该第一表层和第二表层由碳或玻璃复合材料制成。这两个表层22、24分别形成装置18的第一外层22和第二外层24。第一外层22和第二外层24大致彼此平行并且包围中心层20。中心层20的蜂窝状结构通过平面隔板26来制造，所有平面隔板大致彼此平行、从第一外层22横向地延伸到第二外层24。这些平坦的隔板26被定位成经由它们的边缘彼此接触，以便与两个表层22、24形成均匀的空腔28。

装置18被集成到飞行器的机舱内，第一外层(内表层)22与在次级管道16内流动的空气接触，以及第二外层(外表层)24与在机舱周围流通的空气接触。

为了将所需的声学功能(噪音的降低)与装置18相关联，并且使得在次级管道16中流通的空气能够穿透中心层20，在内表层22上形成穿孔。这些开口通常具有的直径D为5mm。

为了获得良好的声学性能，通常选择的内表层22的穿孔比率介于5％到12％之间。优选地，该比率大约为10％。因此，空气被驱动到中心层20中，并且所产生的声音被降低。实际上，隔板26形成被称为谐振空腔的空腔28。在空气通过的影响下，所述空腔28的隔板26振动，并且如果尺寸被很好地计算，则该空腔的隔板进入共振。

频率调谐(即，使得达到要衰减的频率的最大耗散能够得到优化)主要通过调制谐振空腔28的体积来完成。因此，根据目标声学性能来限定隔板26的几何特征。

典型地，在现有技术中，对于目标应用，空腔28具有的深度P大约为40mm，如图3所示。在本申请中，深度P被限定为隔板26的长度，即沿着大致平行于所述隔板26的轴线来分隔装置18的两个外层22、24的距离。在现有技术中(见图3)，这些平面隔板26在内表层22和外表层24之间垂直地延伸。因此，空腔28的深度P与装置18的高度重合，如图2和图4所示。

本发明提出减小声学处理区域Z1、Z2的厚度。如图4所示，隔板26不在第一外层22和第二外层24之间横向地延伸。隔板26不在第一外层22和第二外层24之间垂直地延伸。特别地，隔板26与外层22、24形成为锐角的倾斜角α。

显然，隔板26的第一面与外层22、24之间的任何锐角α意味着隔板26的第二面与外层22、24之间存在钝角β，如图4可见。

因此，中心层20的隔板26与第一外层22和第二外层24都具有相同的倾斜角α。该倾斜角α是锐角，例如介于10度到80度之间。通过考虑例如介于10度到50度之间的锐角可以获得良好的结果。接近10度比接近50度的角度值是优选的。

中心层20的每个隔板26具有的厚度介于3mm到7mm之间，优选地为5mm。如图4所示，中心层20具有的厚度E介于20mm到30mm之间，优选地为25mm。然而，由于隔板26不再与表层22、24形成直角，则中心层20的厚度E不再与空腔28的深度P重合。实际上，空腔28的深度P，即隔板26的长度总是大致为40mm。因此，尽管装置18的总高度已经减小了大约1.6倍，但装置18的声学特性没有改变。因此，在减小的厚度E中保持噪音的等效降低。这也使得能够减小风扇的外壳体C3的直径，并因此减小飞行器的机舱的直径。飞行器的机舱的尺寸的减小使得能够减少所述飞行器的阻力和重量。

中心层20的蜂窝状结构由粘弹性材料制成。该粘弹性材料例如可以是有机泡沫或金属泡沫。

该倾斜的蜂窝状结构是通过应用于由粘弹性材料(例如有机泡沫或金属泡沫)制成的实心板的方法来获得。该实心板具有两个表面，这两个表面大致彼此平行。该实心板的高度大约为25mm。该实心板旨在形成中心层20。

在此，该方法包括以下五个步骤：

-通过在实心板中斜刺穿来制造中心层20的空腔28，

-将由复合材料制成的第一表层22固定到刺穿的板的第一表面，

-将由复合材料制成的第二表层22固定到刺穿的材料板的第二表面，以及

-在由复合材料制成的第一表层22上制造穿孔。

实心板的刺穿是斜的，使得每个空腔28具有形成不垂直于板的表面的平面的一部分的高度。

刺穿步骤可以通过刺穿管来进行，该刺穿管可以作为导向件，以遵守所选择的倾斜角α。

刺穿的深度P是基于与预期应用的性能等效的长度来制造，在这种情况下，该深度为40mm。

因此，利用该用于刺穿泡沫的方法，本领域技术人员在选择倾斜角α和隔板26的长度方面都具有非常大的自由度。事实上，一旦声学模型已经建模，就可以很容易地以令人满意的精度对板进行刺穿。根据本发明的方法使得能够摆脱与倾斜的蜂窝状结构的组装有关的困难。所有剩下的困难是添加外层22、24并在内表层22上穿孔，并且让装置18起作用。因此，除了由于板的高度而节省空间、由于外壳体的直径的减小而节省重量、由于机舱外表面的减小而节省飞行器的重量和阻力之外，在制造装置18期间还节省时间。