CN102301122A - 用于飞行器发动机机舱的声衰减板 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种用于飞行器发动机机舱的声衰减板，包括结构表层(1)和连接到该表层(1)、作为吸音材料的多孔材料(5)。

Description

用于飞行器发动机机舱的声衰减板

本发明涉及一种用于飞行器发动机机舱的声衰减板，以及装备有该板的机舱元件。

从现有技术中可知，在飞行器发动机机舱中使用声衰减板可以减少来自涡轮喷气发动机的噪声发射。

这些声衰减板通常具有夹层结构，该夹层结构包括结构表层、蜂窝式结构、以及通常由穿孔表层形成的抵抗层。

实现这些声衰减板成本很高，尤其是由于蜂窝状结构的存在、以及需要将所述蜂窝状结构固定到结构表层和穿孔表层上。

因而本发明的目的尤其在于提供一种可以以较低成本制造的、基于现有工艺具有简单设计的声衰减表层。

本发明的该目的通过用于飞行器发动机机舱的声衰减板来实现，该板包括结构表层以及连接到所述表层上、作为吸音材料的多孔材料层。

在本发明的上下文中，“多孔材料”指开放式材料(例如具有多个贯穿的空穴)，其不限于泡沫形式、或膨胀形式、或例如球等小元件的聚集体形式。

由于其多孔性质，该材料具有良好的声衰减属性。

由市场上可买到的金属、聚合物、陶瓷或复合材料形成的该结构通常具有比蜂窝结构的材料低得多的成本，并且将其放置到结构化表层上也简单得多。

在特定情况下，声衰减板必须设计成安装在飞行器涡轮喷气发动机机舱的热区中，并且尤其是安装在为废气排出所经由的所述机舱的下部，此处温度通常高于600℃。

在该收回区域中使用声衰减板使得可以大大减少高频范围内的噪声发射。

对于这些特定的高温应用场合，在通常所使用的声衰减板中，结构表层由金属板形成、蜂窝结构为金属、以及抵抗层为穿孔金属板。

金属蜂窝结构通过铜焊(例如使用填充以具有比基底金属更低熔点的金属来安装两块材料)连接到结构金属板和穿孔金属板。

对构成所述夹层结构的所有元件使用金属合金，以及使用铜焊将它们相互连接起来成本是非常高的。

而且，由这些金属元件所获得的板相对较重。

因而本发明也尤其旨在提供一种适合于安装在机舱热区中的声衰减板，该板比现有技术的花费更少、质量更轻。

本发明的该更特别的目的获得具有前述类型的吸音板，显著在于所述多孔材料从包括耐受达200℃温度的材料、耐受达400℃温度的材料、耐受达600℃温度的材料、以及耐受达800℃温度的材料的组中选择。

取决于预期在热区中的应用场合，多孔材料可以具有更高或更低的热导率。

在特定情况下，即该板试图使进气口结构的进气口唇缘具有气动除冰功能的情况下，可以选择多孔材料以耐受达400℃上下的最大温度、并以具有更高的热导率。

形成用于热区的该多孔材料的材料可以从包括金属泡沫、以及具有铝和/或铜和/或镍和/或铬合金基的特定泡沫、或碳泡沫的组中选择。

按照根据本发明的声衰减板的其它任选特性：

-所述多孔材料粘附于所述结构表层：这是将多孔材料固定到结构表层上的一种非常简单的方式；

-所述结构表层包括穿孔：该布置适于希望结构表层布置在废气气流侧面时。

-加强构件固定在所述结构表层上：这些加强构件可以使该板获得的刚度可比得上现有技术中板的蜂窝结构的刚度。

-抵抗层连接到加强构件上：该抵抗层使得可以保护多孔材料免遭撞击；

-该抵抗层由金属丝网或穿孔表层、或这两种元件的组合形成；

所述结构表层和/或所述加强构件和/或所述穿孔表层和/或所述抵抗层由从包括金属合金、陶瓷、金属基复合材料、陶瓷基复合材料的组中选择的材料形成：选择这些材料涉及重量和温度限制、以及吸音板必须承受的机械应力。

本发明的另一个更特别的目的在于提供一种板，该板的特性完全符合其(“自定义”板)使用时的温度、几何结构、频率和噪声发射的空间分布等情况。

本发明的该更特别的目的通过根据前述的板来达到，其中多孔材料包括空穴：这些空穴的存在使得可以根据板的预期使用优化其重量和声音吸收特性。

根据该优化板的其它任选特性，使得可以使其完美地适于其预期使用的功能：

-至少部分所述空穴为贯通空穴；

-至少部分所述空穴为非贯穿的空穴；

-至少部分所述空穴具有大体上垂直于所述板的中面定向的壁；

-至少部分所述空穴具有相对于所述板的中面倾斜的壁；

-所述多孔材料由具有不同特性的多孔材料层沿板的厚度方向重叠形成；

-所述多孔材料由具有不同特性的多孔材料块沿平行于板中面的方向并列形成；

本发明也涉及飞行器涡轮发动机进气口结构，显著在于其包括进气口唇缘，该进气口唇缘具有至少根据前述的第一声衰减板。

根据该进气口结构的可选特性：

-所述进气口结构包括尤其由所述唇缘和内部隔板确定的气动除冰隔室，并且所述第一声衰减板为包括开孔多孔材料类型，其能够耐受达400℃温度且具有高的热导率；

-所述第一声衰减板通过上游保持板和下游保持板被固定到所述进气口唇缘内侧，并且所述内部隔板优选地使用铆接固定到所述下游保持板；

-所述进气口结构包括第二声衰减板，该第二声衰减板被固定到进气口唇缘的内侧且位于所述内部隔板的下游，该板通过由开孔多孔材料制成的连接件而与所述第一板相隔离，并且该连接件能够耐受达400℃温度且具有高的热导率；

-所述第二声衰减板从包括根据前述具有多孔材料和开孔、能够耐受达120℃温度的板，以及蜂窝结构的板的组中选择；

-所述第一板、由多孔材料制成的所述连接件，以及所述第二板使用共用片材覆盖，优选通过铆接将所述内部隔板(25)固定到所述共用片材(35)上；

-所述进气口结构为如下类型，即其中该进气口唇缘与进气口结构的外壁一起形成一件式组件，该一件式组件能够相对于涡轮喷气发动机的风扇壳体滑动，如在文献FR2906586中实例所描述的那样；

-所述进气口结构包括固定到所述共用片材上的定中心构件。

本发明还涉及飞行器涡轮喷气发动机机舱的内部固定结构，显著在于其包括至少一个根据前述的声衰减板。

根据该内部固定结构的可选特征：

-所述声衰减板至少部分地处于所述内部固定结构区域中，所述内部固定结构用于承受所述涡轮喷气发动机所产生高温，并且所述板的多孔材料是开孔类型且能够耐受达800℃温度且具有高的热导率；

-所述多孔材料存在于所述内部固定结构的内表面上，所述内部固定结构在覆盖所述多孔材料的至少部分其表面上具有穿孔；

-所述多孔材料由在所述内部固定结构中形成的返回部来保持；

-所述多孔材料存在于所述内部固定的外表面上且在所述结构内部形成的收回区域内部；

-所述多孔材料至少在上游部分由穿孔抵抗层覆盖；

-所述抵抗层由与内部固定结构相同的材料形成。

本发明还涉及飞行器发动机机舱，显著在于其装备有至少一个根据前述的声衰减板。

本发明的其它特性和优点将根据以下描述并参考附图会变得更加明显，其中：

-图1为根据本发明的吸音板的一个实施例的示意性剖面图，以及

-图2-5示出了图1中的吸音板的优选替代方案；

-图6和图7示出了包括至少一个根据本发明的声衰减板的机舱进气口的两个替代方案的示意性纵向剖面图；

-图8示出了现有技术中机舱的示意性纵向剖面图，其包含传统双流式涡轮喷气发动机；

-图9-13示出了装备有至少一个根据本发明的声衰减板的固定内部机舱结构的其它替代方案的部分剖面图。

在所有这些附图中，相同或相似的附图标记指代相同或相似的构件或构件组合。

如图1中所示，根据本发明的吸音板包括在声激励源相对侧上的结构表层1，该结构表层1由一薄板形成。

在该结构表层1上，连接有多个加强构件3，该加强构件3例如可以由具有工字形截面的梁形成，将它们相互平行布置。

在这些加强构件3之间布置多孔材料层5，即具有开放结构(即能够吸收声波能量的开孔)。

该多孔材料可以呈现泡沫形式、或膨胀形式、或毡形式或例如珠等多个小元件的聚集体形式，可以通过粘附或铜焊的方式固定到结构表层1上。

由穿孔板或金属丝网或这两元件的组合形成的抵抗层7可以附着到加强构件3上，以密封该多孔材料层5。

加强构件3可以通过铜焊或铆接固定到结构表层1上。

抵抗层7可以通过粘附、铜焊或焊接固定到加强构件3上。

如前所示，多孔材料5可以由市场上可买到的金属、聚合物、陶瓷或复合材料形成。

多孔材料5可以根据吸音板使用状况的功能来选择。

作为实例，下表提供了可以适合用作吸音板不同使用状况的多孔材料的不同类型泡沫：

在特定情况下，声衰减板安装在飞行器机舱的高温区域中(尤其在涡轮喷气发动机的废气的排出区域中)，多孔材料层5用能够耐受达800℃的材料制成：例如碳泡沫可以是适合的。有关声衰减板的其它元件(即结构表层1、加强构件3和抵抗层7)所使用的材料，可根据重量、温度和机械应力限制方面的功能进行选择。

如前所示，这些材料可以从金属合金、陶瓷、金属基复合材料(MMC)以及陶瓷基复合材料(CMC)。

声衰减板优点的运行模式可以直接从在前解释中得出。

结构表层1逆着例如废气喷嘴等机舱元件的壁而固定。

因而抵抗层7暴露于声激励源中，在此处人们寻求减少强度。

该声源所发射的声波穿过抵抗层7并进入多孔介质5的空穴内，这使得所述声波能量减少。

类似于附图中所示出的几个板可以边对边地组装在一起，以覆盖所期望的区域。

可以理解，在结构表层1和穿孔表层7之间实施多孔材料5比实施蜂窝结构简单得多，因而成本更低。

在准备将声衰减板用于高温区域中的情况下，尤其如此：在这种情况下通常必需使用金属蜂窝结构，通过铜焊将该金属蜂窝结构固定到结构表层和金属抵抗层上，而在这两个表层之间简单放置多孔材料层5使得可以获得期望的结果。

也会注意到，通常使用市场上可买到的多孔材料5本身会使得相对于使用蜂窝型蜂窝结构，制造成本会降低。

也会注意到，使用多孔材料通常比使用蜂窝结构，重量会大大减轻，尤其是当蜂窝结构是用于高温应用场合的金属时。

当然，本发明绝不限于所描述的实施例。

例如，可以考虑不包括加强构件3或抵抗层7的非常简单的结构：因而该结构仅通过将多孔材料层5粘附到结构表层1上而形成，如图1bis中所示。

可以考虑将结构表层1放置到废气流量F这侧，在这种情况下该表层包括允许吸声的穿孔，如图1ter中所示。

在另一个简化实施例中，可以带有加强构件3而不带抵抗层7：因而这样的结构仅通过将加强构件3附着到结构表层1上和在它们之间布置多孔材料5的条形成，该多孔材料5的条通过粘附方式固定到该表层1上。

然而，应当注意，这些简化结构不会从由抵抗层7所提供的有关机械冲击的保护功能受益。

因而也可以考虑多孔材料5不是同质的，而正相反可以具有不同吸声特性的区域。

这些不同区域可以是缺少多孔材料(空穴)的区域，和/或具有不同特性(不同泡沫密度)的多孔材料的区域。

这种异质多孔材料5可以通过叠加板厚度的不同多孔材料层获得、和/或通过沿板中面方向并列多孔材料块获得。

这种异质多孔材料5使得可以生产定制吸音板，该定制吸音板即完全适合于其试图应用的种种状况(几何、温度、噪音发射特性、重量限制…)。

作为非限定性实例，图2到图5示出了具有异质多孔材料层的板的不同可考虑替代方案。

在图2的实例中，多孔材料层5具有贯穿的空穴9，这些空穴的壁11大体上垂直于吸音板的中面M。

这些空穴9可以通过对多孔材料5进行穿孔来制得，或者通过以规则或不规则间隔布置多孔材料块来制得。

应当注意，这些空穴9可以是任意形状：这些空穴可以是圆柱形、平行六面体、或甚至可以是板厚度的展开截面。

在图3的替代方案中，空穴9的壁11相对于板的中面M倾斜。

在图4的替代方案中，空穴9是非贯穿的，例如它们仅出现在板的一侧上：在结构表层1的一侧上(空穴9a)或抵抗层7(空穴9b、9c)的一侧上。

在图5的替代方案中，多孔材料层5实际上通过沿板的厚度方向重叠具有不同特性的多孔材料层5a、5b形成。

应当注意，重叠层的数量没有限制，并且每层自身可以由几种密度的泡沫制成，以实现分布式处理。

在一个特定替代方案(未示出)中，可以考虑在两个衰减层5a、5b之间放置中间层(填充式或嵌入式)以充当隔板或楔子，以控制层5a、5b分别相对于结构表层1和抵抗层7移动。

现在将描述应用前述板的两个实例。

在这些实例中，板被放置在相对热的区域：在第一实例中温度可以达到400℃，在第二实例中温度可以达到800℃。

图6示出了飞行器涡轮喷气发动机机舱的进风口结构，其对应于图8的区域VI。

如根据该图本身所了解到的，该飞行器进风口13包括即处于机舱外唇缘的外部板15和进气口唇缘17，该进气口唇缘17形成机舱前缘并处于环形内部部分18的扩展部分中，该唇缘通常被称作“护罩”，所述护罩能够具有吸音特性。

在运行状况下，空气气流F在穿过布置在机舱内部的发动机19(参见图8)的内部之前沿着唇缘17和护罩18流动。

在下文中，术语“上游”和“下游”应当参照空气的循环方向来理解，如箭头F所示。

进气口结构13可以是如下类型，即其中进气口唇缘17与外部板15一起形成一件式组件，该一件式组件在维护操作期间能够相对于护罩18滑动，如在文献FR2906586中实例所教导的：在这种情况下该结构通常被称作“前向整流罩”(LFC)。

然而，应当注意，本发明绝不限于进风口结构的这种特定类型。

在进风口唇缘17内部是大体上环形的热空气集合管21，其由至少一个热空气进给管23进给，热空气进给管23本身与发动机19的热区连接。

由进气口唇缘17内部的集合管21所分布的热空气使得可以对所述唇缘进行除冰。

内部隔板25使得可以关闭除冰隔室25，从而避免热空气流入进气口结构的其它区域中。

出于减少来自机舱噪音发射的目的，进气口唇缘17装备有前述的声衰减板P。

更确切地说，唇缘17的表层形成所述板P的结构表层1，该表层上具有穿孔8。

在所述结构表层1内部是多孔材料5，其通过上游保持板17和下游保持板29固定。

内部隔板25包括返回部31，其优选铆接到下游板29。

在其另一端32，内部隔板25铆接到外部板15的内侧。

如果给定除冰隔室内部一直处于高温状况，则需要对声衰减板P的多孔材料进行选择以能够耐受达400℃温度。

也可以确保该多孔材料具有高热导率，以使来自除冰隔室26内部的热空气的热量散发到进气口唇缘17的表面，因而能够有效除冰。

在图7中所示出的替代方案中，板P1类似于图6所示替代方案中板P，根据本发明其下游是板P2，并且对其多孔材料5进行选择以耐受达120℃温度。

在这两个板P1和P2之间是大体上为环状的连接件33，其优选由能够耐受达400℃温度的多孔材料形成。

如图7中所示，连接件33和声衰减板P2处于内部隔板25的下游。更准确地说，板35可以覆盖板P1的下游部分、连接件33和板P2，内部隔板25的返回部31优选通过铆接固定到板35的下游部分。

在具体案例中，即进气口结构13是前述的“LFC”型，可以提供固定到板35上的定中心构件37，使得进风口结构13相对于护罩18居中。

如图6所示的事例，进气口唇缘17的表层形成板P1和P2的结构表层，该结构表层具有穿孔。

当然，对于板P1和P2的每一个，可以选择不同的声音特性，所有的板P、P1、P2都可以根据尤其是图2-5的实施例的教导而形成(多孔材料通过可能具有空穴的泡沫块并列和/或重叠而形成)。

当然，也可能考虑将根据本发明的多孔材料制成的声衰减表层P2替换成传统的包括蜂窝结构类型的声衰减板：由于板P2所处于的区域比板P1所处于的区域热度小得多，因而使用传统的声衰减板当然是可以的。

也会注意到，优选地，为连接件33选择更低热导率的多孔材料，以恰当地将板P2和板P1隔离：例如陶瓷泡沫可以适合于该连接件。

现在来看图8-13，其中已示出了根据本发明的吸音板的第二实施例。

图8示出了现有技术的机舱39，其围绕着涡轮风扇，其中发动机19尤其可见。

如从该图中所知道的，所述机舱的进风口结构13使得可以捕获来自外部的气流F，该气流F穿过涡轮喷气发动机的风扇内部并分成冷气流FF和热气流FC，冷气流FF在发动机19周围循环，而热气流FC在所述发动机内部循环。

更准确地说，冷气流FF的循环流一方面由机舱39的外部结构45确定，另一方面由内部固定结构(IFS)47确定，这构成了发动机19的整流罩。

为了减少该冷气流循环固有的噪音发射，传统上声衰减板49放置在内部固定结构47的外围。

这些传统吸音板49通常是蜂窝结构型，并且为了防止其被发动机19所发射的热量损坏，传统上使用热防护垫50，该垫放置在吸音板49的内表面上，即那些面向发动机19的吸音板的表面上。

事实上，在图8所示出的区域Z1、Z2、Z3，通常对应于发动机19的压缩区域、燃烧区域和扩展区域，通常温度可以分别在120℃和150℃之间、150℃和400℃之间，以及400℃和800℃之间。

在这些情况下，尤其需要使用根据本发明的声衰减板，该板具有能够耐受达即800℃高温的多孔材料。

图9-13示出了将本发明的一个或几个声衰减板集成到内部固定结构47的不同方式，后一部件(即内部固定结构47)通常由复合材料制成，典型地为碳纤维基。

在图9中所示出的替代方案中，内部固定结构47的壁包括穿孔8和适于即800℃高温的多孔材料5，该多孔材料5被固定在内部固定结构47的内表面上，即面向发动机43的所述内部结构的表面上。

在图10所示出的替代方案中，多孔材料5优选用由与内部固定结构47的壁相同的材料制成的上游返回部和下游返回部53来保持。

在图11所示出的替代方案中，内部固定结构47的壁确定了收回区域(withdrawn zone)1，在其内部存在有多孔材料5，因而其直接暴露于冷气流FF的循环中(参见图8)。

图12的替代方案不同于图11的替代方案之处在于，前述类型的抵抗层7在内部固定结构47最容易遭受冷气流FF循环所导致的侵蚀的区域覆盖多孔材料5，在这种情况下即在所述多孔材料的上游区域中。

在图13所示出的替代方案中，多孔材料5的下游部部分被形成内部固定结构47的壁的突出部47’覆盖。

对于根据本发明的声衰减板的该特定实施例，可以选择具有良好的热导率的多孔材料5，以允许发动机19所发射的热量向冷气流FF散发。

Claims (35)

1.一种用于飞行器发动机机舱的声衰减板，包括结构表层(1)和固定在所述表层(1)上的、作为吸音材料的多孔材料(5)。

2.根据权利要求1所述的板，其中所述多孔材料(5)的结构从包括泡沫、膨胀材料、毡、小元件聚集体的组中选择。

3.根据权利要求1或2所述的板，其中所述多孔材料(5)从包括金属、聚合物、陶瓷或复合材料的组中选择。

4.根据前述权利要求中任意一项所述的板，其中所述多孔材料(5)从包括耐受达200℃温度的材料、耐受达400℃温度的材料、耐受达600℃温度的材料，以及耐受达800℃温度的材料的组中选择。

5.根据权利要求4所述的板，其中形成所述多孔材料(5)的材料从包括金属或陶瓷材料的组中选择。

6.根据权利要求5所述的板，其中所述陶瓷材料为碳泡沫。

7.根据前述权利要求中任意一项所述的板，其中所述多孔材料(5)被粘附到所述结构表层(1)。

8.根据前述权利要求中任意一项所述的板，其中所述结构表层包括穿孔(8)。

9.根据前述权利要求中任意一项所述的板，其中加强构件(3)被固定在所述结构表层(1)上。

10.根据权利要求9所述的板，包括被连接到所述加强构件(3)上的抵抗层(7)。

11.根据权利要求10所述的板，其中所述抵抗层(7)包括金属丝网或穿孔表层、或这两种元件的组合。

12.根据前述权利要求中任意一项所述的板，其中所述结构表层(1)和/或所述加强构件(3)和/或所述抵抗层(7)由从包括金属合金、陶瓷、金属基复合材料、陶瓷基复合材料的组中选择的材料形成。

13.根据前述权利要求中任意一项所述的板，其中所述多孔材料包括空穴(9)。

14.根据权利要求13所述的板，其特征在于所述空穴的至少一部分为贯穿的空穴。

15.根据权利要求13或14中任意一项所述的板，其特征在于所述空穴(9a，9b，9c)中至少一部分为非贯穿的空穴。

16.根据权利要求13至15中任意一项所述的板，其特征在于所述空穴(9)的至少一部分具有大体上垂直于所述板的中面(M)定向的壁(11)。

17.根据权利要求13至16中任意一项所述的板，其特征在于所述空穴(9)的至少一部分具有相对于所述板的中面(M)倾斜的壁。

18.根据前述权利要求中任意一项所述的板，其特征在于所述多孔材料(5)由具有不同特性的多孔材料层(5a，5b)沿所述板的厚度方向重叠形成。

19.根据前述权利要求中任意一项所述的板，其特征在于所述多孔材料(5)由具有不同特性的多孔材料块沿平行于所述板的中面的方向并列形成。

20.一种飞行器的涡轮喷气发动机(39)的进气口结构(13)，其特征在于其包括进气口唇缘(17)，所述进气口唇缘(17)具有至少根据前述权利要求的第一声衰减板。

21.根据权利要求20所述的进气口结构(13)，其特征在于其包括尤其由所述唇缘(17)和内部隔板(25)确定的气动除冰隔室(26)，并且所述第一声衰减板(P；P1)为包括开孔多孔材料的类型，能够耐受达400℃温度且具有高的热导率。

22.根据权利要求21所述的进气口结构(13)，其特征在于通过上游保持板(27)和下游保持板(29)将所述第一声衰减板(P)固定到所述进气口唇缘(17)的内侧，所述内部隔板(25)优选通过铆接固定到所述下游保持板(29)上。

23.根据权利要求21或22所述的进气口结构(13)，其特征在于其包括第二声衰减板(P2)，所述第二声衰减板(P2)被固定到所述进气口唇缘(17)的内侧且位于所述内部隔板(25)的下游，连接件(33)将所述第二声衰减板(P2)与所述第一声衰减板(P1)隔开，所述连接件(33)由能够耐受达400℃温度且具有低热导率的开孔的多孔材料制成。

24.根据权利要求23所述的进气口结构(13)，其特征在于所述第二声衰减板(P2)从包括根据前述具有多孔材料和开孔的、能够耐受达高达120℃温度的板，以及蜂窝结构的板的组中选择。

25.根据权利要求23或24所述的进气口结构(13)，其特征在于所述第一板(P1)、由多孔材料制成的所述连接件(33)，以及所述第二板(P2)用共用片材(35)覆盖，优选通过铆接将所述内部隔板(25)固定到所述共用片材(35)上。

26.根据权利要求20至25中任意一项所述的进气口结构(13)，其特征在于其是以下类型，即其中所述进气口唇缘(17)与所述进气口结构(13)的外壁(15)一起形成一件式组件，所述一件式组件能够相对于涡轮喷气发动机的风扇壳体滑动。

27.根据权利要求26所述的进气口结构(13)，其特征在于其包括固定到所述共用片材(35)上的定中心构件(37)。

28.一种飞行器涡轮喷气发动机机舱的内部固定结构(47)，其特征在于其包括至少一个根据权利要求1至19中任意一项所述的声衰减板(49)。

29.根据权利要求28所述的内部固定结构(47)，其特征在于所述声衰减板至少部分处于所述内部固定结构区域中，所述内部固定结构用于承受所述涡轮喷气发动机所产生的高温，所述板的多孔材料是开孔类型且能够耐受达800℃温度并具有高的热导率。

30.根据权利要求29所述的内部固定结构(47)，其特征在于所述多孔材料存在于所述内部固定结构(47)的内表面上，所述内部固定结构(47)在覆盖所述多孔材料的其表面的至少一部分上具有穿孔(8)。

31.根据权利要求30所述的内部固定结构(47)，其特征在于所述多孔材料通过在所述内部固定结构(47)中形成的返回部(51，53)来保持。

32.根据权利要求29所述的内部固定结构(47)，其特征在于所述多孔材料存在于所述内部固定结构(47)的外表面上且在所述结构内部形成的收回区域的内部。

33.根据权利要求32所述的内部固定结构，其特征在于所述多孔材料至少在上游部分由穿孔抵抗层(7)覆盖。

34.根据权利要求33所述的内部固定结构，其特征在于所述抵抗层(7)由与所述内部固定结构的材料相同的材料形成。

35.一种飞行器发动机机舱，其装备有至少一个根据权利要求1至19中任意一项所述的吸音板。

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