(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ナセル（１１２）の内壁パネル（１６２）のアール部（１７２又は１７４）を備え、
前記アール部（１７２又は１７４）は、空気流（１４４）に曝される凹状構造（１９０）を有する空気流表面（１８８）を含み、
前記凹状構造（１９０）を有する前記空気流表面（１８８）は、前記ナセル（１１２）の半径方向に沿った内径（１７６）の輪郭を含み、
前記アール部（１７２又は１７４）は、音響減衰部を備え、かつ１対の面シート（２３２、２３６）の間に置かれるハニカムコア（２２２）を有するハニカムサンドイッチ構造体として形成され、
前記アール部に設けられている前記ハニカムコアが、前記内壁パネル（１６２）のバレル部（１７０）、上方分岐壁部（１６６）、及び下方分岐壁部（１６８）のうち少なくとも１つにまで延びている、または、前記内壁パネル（１６２）のバレル部（１７０）、上方分岐壁部（１６６）、及び下方分岐壁部（１６８）のうち少なくとも１つにも設けられている、音響減衰壁パネル（１６０）。
【請求項２】
前記ハニカムコア（２２２）は、前記面シート（２３２、２３６）に直角に方向付けられる複数のセル（２２６）を含む、請求項１に記載の音響減衰壁パネル（１６０）。
【請求項３】
前記ハニカムサンドイッチ構造体は、金属製ハニカムサンドイッチ構造体（２２０）である、請求項１または２に記載の音響減衰壁パネル（１６０）。
【請求項４】
前記ハニカムコア（２２２）は、コア厚（２２４）を有し、
前記空気流表面（１８８）は、前記内径（１７６）を有する空気流面シート（２３２）により提供され、
前記内径（１７６）は、２：１以上の内径／コア厚比で形成される、請求項１から３のいずれか一項に記載の音響減衰壁パネル（１６０）。
【請求項５】
前記内径（１７６）は、５．０８ｃｍ（２．０インチ）以上である、請求項１から４のいずれか一項に記載の音響減衰壁パネル（１６０）。
【請求項６】
前記アール部（１７２又は１７４）は、複数のリブ（２４２）及び前記リブ（２４２）とともに一体的に形成される空気流面シート（２３２）を有する、一体式リブ構造（２４０）を備え、
前記空気流面シート（２３２）は、前記空気流表面（１８８）を含む、請求項１から５のいずれか一項に記載の音響減衰壁パネル（１６０）。
【請求項７】
タービンエンジン（１０８）の騒音を減衰する方法であって、
ナセル（１１２）の中の内壁パネル（１６２）のアール部（１７２又は１７４）の凹状空気流表面（１８８）に沿って空気流（１４４）を通すステップであって、前記アール部（１７２又は１７４）は、ハニカムコア（２２２）を含むハニカムサンドイッチ構造体を備え、前記ハニカムコア（２２２）は１対の面シート（２３２、２３６）の間に置かれ、かつ複数のセル（２２６）を有し、前記アール部の前記ハニカムコアは前記内壁パネル（１６２）のバレル部（１７０）、上方分岐壁部（１６６）、及び下方分岐壁部（１６８）のうち少なくとも１つにまで延びているか、または、前記内壁パネル（１６２）のバレル部（１７０）、上方分岐壁部（１６６）、及び下方分岐壁部（１６８）のうち少なくとも１つにも設けられている、ステップと、
前記ハニカムサンドイッチ構造体の空気流面シート（２３２）の中に形成される複数のホール（２５４）を通って、前記複数のセル（２２６）を前記空気流（１４４）に流体連結するステップと、
前記複数のセル（２２６）に流体連結された前記空気流（１４４）の中の音響エネルギーを吸収するステップとを含み、
前記凹状空気流表面（１８８）は凹状構造（１９０）を有し、かつ前記ナセル（１１２）の半径方向に沿った内径（１７６）の輪郭を含む、方法。
【請求項８】
前記空気流（１４４）が前記複数のセル（２２６）に入るように、前記空気流（１４４）の一部を前記複数のホール（２５４）に通すステップと、
前記複数のセル（２２６）に入る前記空気流（１４４）に応じて、音響エネルギーを吸収するステップとを更に含む、請求項７に記載の方法。
【請求項９】
前記ハニカムサンドイッチ構造体は、金属製ハニカムサンドイッチ構造体（２２０）である、請求項７または８に記載の方法。
【請求項１０】
前記空気流面シート（２３２）は、内径（１７６）を有し、前記ハニカムコア（２２２）は、コア厚（２２４）を有し、前記方法は、
２：１以上の内径／コア厚比を有する内径（１７６）を前記空気流面シート（２３２）に与えるステップを更に含む、請求項７から９のいずれか一項に記載の方法。
【請求項１１】
５．０８ｃｍ（２．０インチ）以上の内径（１７６）を前記空気流面シート（２３２）に与えるステップを更に含む、請求項７から１０のいずれか一項に記載の方法。
【請求項１２】
請求項１に記載の音響減衰壁パネル（１６０）であって、
前記内壁パネル（１６２）は
円周方向の両端を有する半円形バレル部（１７０）と、
前記バレル部（１７０）の前記円周方向の両端から半径方向外側に伸びる上方分岐壁部（１６６）及び下方分岐壁部（１６８）とを有し、
前記アール部は、上方アール部（１７２）及び下方アール部（１７４）と、を有し、前記上方及び下方アール部は、前記それぞれの上方及び下方分岐壁部（１６６、１６８）を、前記バレル部（１７０）の前記円周方向の両端に接合する、音響減衰壁パネル（１６０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本開示は、概して、サンドイッチ構造体に関し、より詳細には、小さい曲げ半径で形成される金属製ハニカムサンドイッチ構造体に関する。
【背景技術】
【０００２】
多くの商用旅客機は、推進のためにバイパスガスタービンエンジンを用いる。バイパスタービンエンジンでは、周囲の空気が、エンジン吸気口に入り、吸気口の近くに位置するファンにより加圧され、後方に加速される。ファンからの加圧された空気の比較的小さい部分が、コアエンジンの中へ通され、そこで空気は燃料と混合し、点火され、燃料空気混合物の燃焼と膨張を引き起こす。燃料空気混合物の膨張は、ファンを回転可能に駆動する。排気ノズルからの燃焼ガスの放出は、ガスタービンエンジンの推進力を増す。ファンからの加圧された空気の比較的大きな部分が、コアエンジンを囲むファンダクトを通過する。ファンダクトを出る空気は、ガスタービンエンジンの推進力のかなりの部分を供給しうる。
【０００３】
逆推力装置を有するものなどの、幾つかのバイパスタービンエンジンでは、ファンダクトは、１対の内壁により二つの半円形のファンダクトへと分岐又は分割される。内壁の各々が、全体にコアエンジンを囲む半円形バレル部を含みうる。内壁はまた、バレル部の円周方向の端から半径方向に伸びる上方壁部及び下方壁部を含みうる。上方及び下方壁部は、ファンダクトの外壁（例えば、ファンリバーサカウル）の直径方向の両側（例えば、上側と下側）に連結されうる。分岐されたファンダクト配列は、検査と保守のためのエンジン内部へのアクセス可能性を改善する。
【０００４】
ガスタービンエンジンの動作効率と性能は、ファンダクトを通る空気流の空気力学を改善することにより、向上されうる。例えば、ガスタービンエンジンの燃料効率は、ファンダクトの湿った空気流表面における突起部を最小化又は除去することにより、改善されうる。加えて、ガスタービンエンジンの特定の性能は、ファンダクト内壁及び外壁の重量などの、エンジン構成要素の重量を最小化することにより、改善されうる。更に、ガスタービンエンジンの騒音出力は、空気流に曝されるファンダクトの湿った表面域を音響的に処理することにより、減少されうる。
【０００５】
上述の点から、当技術分野において、ガスタービンエンジンのファンダクトの空気力学を改善し、エンジンの性能が改善されるように、ファンダクトの構成要素の重量を減少させるためのシステム及び方法に対する要求が存在する。加えて、当技術分野において、ガスタービンエンジンにおける騒音低下を成し遂げるための能力を増加させるための手段として、音響的に処理されることのできるファンダクトの湿った表面域の量を増加させるためのシステム及び方法に対する要求が存在する。
【発明の概要】
【０００６】
ガスタービンエンジンの特定の性能及び騒音出力と関連する上記の要求は、タービンエンジンのナセルのための音響減衰内壁パネルを提供する本開示により、具体的に取り組まれる。内壁パネルは、凹状構造を有する空気流表面を有するアール部を含みうる。アール部は、ナセルを通過する空気流に曝されうる。アール部は、空気流と関連する騒音を減ずるための音響減衰部を含みうる。
【０００７】
半円形バレル部、上方及び下方分岐壁部、並びに上方及び下方アール部を備える内壁パネルもまた、開示される。バレル部は、円周方向両端を有しうる。上方分岐壁部及び下方分岐壁部は、バレル部の円周方向両端から概して半径方向外側に方向付けられうる。内壁パネルが金属製の一体型の単一構造体として形成されるように、上方及び下方アール部は、それぞれの上方及び下方分岐壁部を、バレル部の円周方向両端に接合しうる。
【０００８】
別の実施形態において、タービンエンジンと接続されうる又は関連付けられうるナセルを有する航空機が開示される。ナセルは、ナセルを通る空気流のダクト空気流路に沿って配置される内壁パネルを有しうる。内壁パネルは、凹状構造を有する空気流表面を含むアール部を有しうる。アール部は、空気流と関連する騒音を減ずるための音響減衰部を備えうる。
【０００９】
タービンエンジンの騒音を減ずる方法もまた、開示される。本方法は、ナセル内に配置された内壁パネルのアール部の凹状空気流表面に沿って空気流を通すことを含みうる。アール部は、ハニカムサンドイッチ構造体を備えうる。ハニカムサンドイッチ構造体は、複数のセルを有するハニカムコアを含みうる。本方法は、ハニカムサンドイッチ構造体の空気流面シートの中に形成された複数のホールを用いてセルをファンダクト空気流に流体連結させること、及びセルに入る空気流から音響エネルギーを吸収することを、含みうる。
【００１０】
本開示の一態様により、ナセルの内壁パネルのアール部、空気流に曝される凹状構造を有する空気流表面を含むアール部、及び音響減衰部を備えるアール部を備える、音響減衰壁パネルが提供される。
【００１１】
有利には、アール部は、１対の表面シート及び表面シートの間に置かれたハニカムコアを有するハニカムサンドイッチ構造体を備え。そして、ハニカムコアは、表面シートに直角に方向付けられた複数のセルを含む。好ましくは、ハニカムサンドイッチ構造体は、金属製のハニカムサンドイッチ構造体である。好ましくは、ハニカムコアはコア厚を有し、空気流表面が、内径を有する空気流面シートにより準備され、内径は、およそ２：１以上の内径／コア厚比で形成される。好ましくは、内径は、およそ２．０インチ以上である。
【００１２】
有利には、アール部は、複数のリブ及びリブと共に一体的に形成された空気流面シートを有する一体式リブ構造体を備える。そして、空気流面シートは、空気流表面を備える。
【００１３】
本開示の別の態様によれば、円周方向両端を有する半円形バレル部を備える内壁パネルが提供される。上方分岐壁部及び下方分岐壁部が、バレル部の円周方向両端から半径方向外側に伸びる。上方アール部及び下方アール部が、それぞれの上方及び下方分岐壁部を、バレル部の円周方向両端に接合する。そして、内壁パネルは、金属製の一体型の単一構造体として形成されている。
【００１４】
有利には、内壁パネルは、ガスタービンエンジンのナセルの一部を形成する。
【００１５】
有利には、上方及び下方アール部は、各々、ナセルを通る空気流に曝される凹状構造を有する空気流表面を含む。
【００１６】
有利には、上方及び下方アール部のうちの少なくとも一つは、音響減衰部を備える。
【００１７】
有利には、上方及び下方アール部のうちの少なくとも一つは、ハニカムサンドイッチ構造体を備える。
【００１８】
有利には、上方及び下方アール部のうちの少なくとも一つは、複数のリブ及びリブと共に一体的に形成された空気流面シートを有する一体式リブ構造体を備える。
【００１９】
本開示の更に別の態様によれば、タービンエンジンと接続されたナセルを備える航空機が提供される。ナセルは、空気流のダクト空気流路に沿って配置された内壁パネルを有する。内壁パネルは、空気流に曝される凹状構造を有する空気流表面を含むアール部を有する。そして、アール部は、音響減衰部を備える。
【００２０】
有利には、アール部は、１対の面シート及び面シートの間に置かれたハニカムコアを有する金属製ハニカムサンドイッチ構造体を備える。そして、ハニカムコアは、面シートに直角に方向付けられた複数のセルを含む。好ましくは、面シートのうちの一つは、空気流に曝される空気流表面を形成する空気流面シートを備える。そして、空気流面シートの少なくとも一部は、セルを空気流に流体連結する複数のホールを有する。好ましくは、ハニカムコアはコア厚を有し、空気流表面が、内径を有する空気流面シートにより供給され、内径は、およそ２：１以上の内径／コア厚比で形成される。好ましくは、内径は、およそ２．０インチ以上である。好ましくは、ナセルは、内壁パネルと外壁により画定される分岐したファンダクトを含み、内壁パネルは、外壁の概して半径方向の両端の間に伸びる。内壁パネルは、バレル部の円周方向の両端から半径方向外側に伸びる上方分岐壁部及び下方分岐壁部を有する半円形バレル部を備える。上方及び下方分岐壁部の各々が、それぞれの上方及び下方アール部により、バレル部に接合される。そして、内壁パネルは、一体型の単一構造体として形成される。
【００２１】
本開示の更に別の態様によれば、ナセル内の内壁パネルのアール部の凹状空気流表面に沿って空気流を通し、アール部は、複数のセルを有するハニカムコアを含むハニカムサンドイッチ構造体を備えること、ハニカムサンドイッチ構造体の空気流表面シートの中に形成された複数のホールを通してセルを空気流に流体連結すること、及びセルに流体連結された空気流の中の音響エネルギーを吸収することを含む、タービンエンジンの騒音を減じる方法が提供される。
【００２２】
有利には、本方法は、空気流がセルに入るように、空気流の一部をホールに通すこと、及びセルに入る空気流に応じて、音響エネルギーを吸収することを、更に含む。
【００２３】
有利には、ハニカムサンドイッチ構造体は、金属製ハニカムサンドイッチ構造体である。
【００２４】
有利には、空気流面シートは、内径を有し、ハニカムコアは、コア厚を有し、本方法は、およそ２：１以上の内径／コア厚比を有する内径を持つ空気流面シートを供給することを、更に含む。
【００２５】
有利には、本方法は、およそ２：０インチ以上の内径を持つ空気流面シートを供給することを、更に含む。
【００２６】
上述の特徴、機能、及び利点は、本開示の様々な実施形態において独立して達成されることができるか、又は、更に他の実施形態において組み合わされてもよく、その更なる詳細は、以下の説明および図面を参照して理解されることができる。
【００２７】
本開示のこれらの及び他の特徴は、図面を参照することにより、より明確となるであろう。ここで、全図を通して類似の番号が類似の部品を指す。
【図面の簡単な説明】
【００２８】
【図１】航空機の透視図である。
【図２】図１の線２に沿って見たガスタービンエンジンの側面図であり、本明細書で開示されるように、ガスタービンエンジンは、一つ又は複数の音響減衰内壁パネルを有するナセルを含みうる。
【図３】図２の線３に沿って見たガスタービンエンジンの断面図であり、ガスタービンエンジンの分岐したファンダクトを通って移動する空気流を示し、内壁パネルの空気流表面に沿って通る空気流を更に示す。
【図４】図２の線４に沿ってガスタービンエンジンを機尾方向へ見た図であり、ガスタービンエンジンの分岐したファンダクトを画定するための、内壁パネルの各々の、ナセルの外壁との接続を示す。
【図５】図４の線５に沿って見た、内壁パネルの一つの空気流表面の透視図であり、それぞれの上方及び下方分岐壁部を半円形バレル部に接合し、一体型の単一構造体として内壁パネルを形成する、上方及び下方アール部を示す。
【図６】図５の内壁パネルの非空気流側の透視図である。
【図７】図５の線７に沿って見た内壁パネルの断面図であり、ハニカムサンドイッチ構造体として形成される内壁パネルの一体型の単一構造体を示す。
【図８】ハニカムサンドイッチ構造体として形成される、上方アール部の断面図である。
【図９】図８の線９に沿って見た上部アール部の断面図であり、１対の面シート及び面シートの間に置かれるハニカムコアを有するハニカムサンドイッチ構造体を示す。
【図１０】図９の線１０に沿って見た上方アール部の上面図であり、分岐ファンダクトを通る空気流にハニカムセルを流体連結するための、面シートのうちの一つの多孔構造を示す。
【図１１】ハニカムサンドイッチ構造体が、穴のあいた隔壁を含む、上方アール部の代替的実施形態の断面図である。
【図１２】図１１の線１２に沿って見た上方アール部の代替的実施形態の断面図であり、ハニカムサンドイッチ構造体の非空気流コア部に空気流コア部を流体連結することを可能にするために穴をあけられうる隔壁を示す。
【図１３】上方及び下方アール部が、一体式リブ構造体を備える、内壁パネルの実施形態の透視図である。
【図１４】図１３の線１４に沿って見た内壁パネルの断片の透視図であり、バレル部を下方分岐壁部に接続している下方アール部の一体式リブ構造体を示す。
【図１５】下方分岐壁部の面シートに接合された一体式リブ構造体のエッジ部の拡大図である。
【図１６】本明細書で開示される内壁パネルを用いて、タービンエンジンの騒音を減ずるための方法に含まれうる一つ又は複数の作業を示す流れ図である。
【発明を実施するための形態】
【００２９】
本開示の様々な実施形態を示す目的のための図面を参照すると、本明細書に開示される、音響減衰壁パネル１６０を組込みうる一つ又は複数のガスタービンエンジン１０８を含みうる航空機１００の透視図が、図１に示される。航空機１００は、航空機１００の前方端の機首から、航空機１００の機尾端の尾部１０４まで伸びる胴体１０２を含みうる。尾部１０４は、航空機１００の方向制御のための一つ又は複数の尾翼面を含みうる。航空機１００は、１対の翼１０６、及びストラット１１０又はパイロンにより翼１０６に据え付けられうる１対のガスタービンエンジン１０８を更に含みうる。
【００３０】
本開示の内壁パネル１６２は、図１に示されるチューブ・アンド・ウィング航空機１００などの固定翼旅客機に関して記載されるが、内壁パネル１６２の実施形態は、限定されることなく、任意の構成の任意の航空機に適用されうる。この点で、内壁パネル１６２は、任意の民間、商用、又は軍事航空機に適用されうる。加えて、本明細書に開示された内壁パネル１６２の実施形態は、代替的な航空機構成に適用されうるのであり、図１に示されたチューブ・アンド・ウィング航空機１００の構成に限定されない。例えば、開示される実施形態は、ハイブリッド・ウィング・ボディ航空機又はブレンデッド・ウィング航空機に適用されうる。開示される実施形態は、固定翼航空機における実施に限定されず、回転翼航空機に適用されうる。更に、開示される実施形態は、航空機に限定されない。この点で、内壁パネル１６２の開示される実施形態は、限定されることなく、任意の船舶、陸上車両、航空機、及び／又は宇宙飛行体、又はそれらの任意の組合せを含む、任意の種類の任意の乗り物において実施されうる。内壁パネル１６２の開示される実施形態は、任意の非乗り物の応用においてもまた実施されうる。
【００３１】
図２を参照すると、ガスタービンエンジン１０８の側面図が示される。ガスタービンエンジン１０８は、上述のように、ストラット１１０により航空機１００の翼１０６に連結されうるナセル１１２を含みうる。ガスタービンエンジン１０８は、ガスタービンエンジン１０８の前方端に位置する吸気口カウル１２２により画定される吸気口１２０を含みうる。ガスタービンエンジン１０８はまた、ファン１２６を収納するためのファンカウル１２４を含みうる（図３）。ファン１２６は、吸気口１２０に入る空気を加圧してもよく、ナセル１１２の分岐ファンダクト１３８（図４）を通って空気流１４４を後方に加速してもよい。
【００３２】
図２において、ガスタービンエンジン１０８はまた、逆推力のために前後に移動するように構成されるトランスレーティングスリーブ（複数可）２０４を含むファンリバーサカウル２０２を有する逆推力装置アセンブリ２００を含みうる。トランスレーティングスリーブ２０４の各々が、スリーブ前方端２０６及びスリーブ後方端２０８を有しうる。スリーブ前方端２０６は、ファンカウル１２４に隣接しうる。スリーブ後方端２０８及び後方カウル１８６は、全体として、分岐ファンダクト１３８のためのファンノズル１４８を形成しうる。検査又は保守のためのエンジン内部へのアクセスのために、ファンリバーサカウル２０２を、ヒンジビーム１１６の周りに上方に軸旋回させることができるように、ファンリバーサカウル２０２は、ナセル１１２の上部にあるヒンジビーム１１６及びナセル１１２の底部にあるラッチビーム１１８によって支えられてもよい。ガスタービンエンジン１０８は、ガスタービンエンジン１０８の後方端に、主排気ノズル１３４を含みうる。主排気ノズル１３４は、後方カウル１８６及び主排気プラグ１３６によって画定されうる。
【００３３】
図３を参照すると、図２に示されるガスタービンエンジン１０８の水平断面図が示される。図３において、ファン１２６は、ファンカウル１２４の中に収納されうる。ファン１２６は、コアエンジン１２８から前方に伸びるシャフト（示されていない）に据え付けられうる。コアエンジン１２８は、エンジンコアカウル１３０の中に収納されうる。ファン１２６は、吸気口１２０の中に空気を引き入れ、ファンダクトを通って空気を後方に加圧及び／又は加速するために、エンジン前後軸１１４の周りに回転可能でありうる。空気の一部は、コア流路１３２を通ってもよく、コアエンジン１２８に入ってもよく、そこで、空気は、燃料と混合され、そして点火され、それの燃焼を引き起こしうる。燃焼ガスは、主排気ノズル１３４を通って排出されうる。
【００３４】
図３において、ファン１２６により加圧される空気流１４４が、ガスタービンエンジン１０８の両側に位置する分岐ファンダクト１３８を通って後方に流れうる。分岐ファンダクト１３８の各々が、半円形外壁１４０（例えば、ファンリバーサカウル２０２）及び内壁パネル１６２により画定されうる。内壁パネル１６２の各々が、空気流１４４のダクト空気流路１４６に沿って（例えば、概して平行に方向付けられて）配置されうる。後方カウル１８６は、内壁パネル後方端１８４（図５）に据え付けられうる。内壁パネル１６２は、ガスタービンエンジン１０８の前後軸１１４の方向に沿って、軸方向の輪郭１７８（図５）を有しうる。内壁パネル１６２の軸方向の輪郭１７８は、内壁パネル１６２の中で変動する半径の複合曲率を含みうる。内壁パネル１６２は、ダクト空気流路１４６に沿って移動する空気流１４４に曝されうる空気流表面１８８を有しうる。
【００３５】
図４を参照すると、ガスタービンエンジン１０８の一部を機尾方向に見る図が示され、半円形外壁１４０の上側と下側又は上面と下面の間に伸びる内壁パネル１６２を示す。一つの実施形態において、内壁パネル１６２の各々が、外壁１４０の円周方向の両側１４２の間に（例えば、上側と下側の間に）伸びうる。内壁パネル１６２は、概して、お互いの鏡像として形成されてもよく、実質的に垂直に方向付けられた、概して平面の上方分岐壁部１６６及び実質的に垂直に方向付けられた、概して平面の下方分岐壁部１６８を有する、半円形バレル部１７０を含んでもよい。しかしながら、上方及び下方分岐壁部１６６、１６８は、非平面構成で準備されてもよく、内壁パネル１６２のバレル部１７０に対して任意の角度で方向付けられてもよい。上方及び下方分岐壁部１６６、１６８は、バレル部１７０の円周方向の両端から、半径方向外向き（例えば、半径方向上向き及び半径方向下向き）に伸びうる。
【００３６】
図４において、各内壁パネル１６２は、有利には、上方及び下方分岐壁部１６６、１６８をバレル部１７０に接合するための、上方アール部１７２及び下方アール部１７４を、含みうる。上方アール部１７２及び下方アール部１７４は、空気力学的に滑らかで連続する仕方で、バレル部１７０を上方及び下方分岐壁部１６６、１６８へ移行するための手段を提供する。この点で、上方アール部１７２及び下方アール部１７４は、上方及び下方分岐壁部１６６、１６８とバレル部１７０の接合箇所で機械的ジョイント（示されていない）を必要とせずに、内壁パネル１６２を一体型の単一構造体１６４として形成するための手段を提供する。
【００３７】
図５を参照すると、単一構造体１６４として形成される内壁パネル１６２が示される。上方及び下方アール部１７２、１７４は、内壁パネル前方端１８２から内壁パネル後方端１８４まで伸びうる。上方及び下方アール部１７２、１７４の各々が、空気流１４４に曝される凹状構造１９０を有する空気流表面１８８を含む。上方及び下方アール部１７２、１７４は、ナセル１１２の軸方向に沿った（例えば、前後軸１１４に平行な）軸輪郭１７８及びナセル１１２の半径方向に沿った内径１７６の輪郭を含む、二重の輪郭１８０で形成されうる。
【００３８】
図６を参照すると、内壁パネル１６２の非空気流側が示される。内壁パネル１６２の非空気流側は、分岐ファンダクト１３８を通る空気流１４４に直接に曝されない内壁パネル１６２の側を含む。内壁パネル１６２は、ガスタービンエンジン１０８と関連する他のシステムとインターフェイス接続するための一つ又は複数の特徴を含みうる。例えば、内壁パネル１６２は、逆推力装置作動システム（示されていない）とインターフェイス接続するための一つ又は複数の特徴を含みうる。この点で、内壁パネル１６２は、逆推力装置作動システムの一部として内壁パネル１６２に局所的に形成されうる、一つ又は複数の、ドラグリンクを取り付けるカットアウト２１２を含みうる。加えて、内壁パネル１６２は、タービンエンジン１０８と関連する一つ又は複数のシステムの通過のために、内壁パネル前方端１８２に形成されうる、一つ又は複数のノッチ又はカットアウト２１０含みうる。
【００３９】
図５及び図６を参照すると、一つの実施形態において、内壁パネル１６２は、有利には、金属製の一体型の単一構造体１６４として形成されうる。一つの実施形態において、内壁パネル１６２は、金属製ハニカムサンドイッチ構造体２２０を含む、内壁パネル１６２の一つ又は複数の部品とともに形成されうる。例えば、上方及び／又は下方アール部１７２、１７４は、金属製ハニカムサンドイッチ構造体２２０として、別に形成されうる。内壁パネル１６２のバレル部１７０及び／又は上方及び／又は下方分岐壁部１６６、１６８などの他の部もまた、金属製ハニカムサンドイッチ構造で別に形成され、上方及び下方アール部１７２、１７４と溶接又はろう接などにより接合され、一体型の単一構造体１６４を形成しうる。代替的に、上方及び／又は下方アール部１７２、１７４、バレル部１７０、及び／又は上方及び下方分岐壁部１６６、１６８が、連続した一体型の単一構造体として最初に形成されうるということが、考えられる。例えば、内壁パネル１６２は、連続した一体型の単一の金属製ハニカムサンドイッチ構造体２２０として、最初に形成されうる。
【００４０】
より詳細に以下に記載される実施形態において、上方及び／又は下方アール部１７２、１７４は、金属製ハニカムサンドイッチ構造２２０の上方及び／又は下方アール部１７２、１７４を形成することの代替として、任意選択的に、図１３から図１５に示されるような一体式リブ構造体２４０として別に形成されうる。しかしながら、上方及び／又は下方アール部１７２、１７４が、ハニカムサンドイッチ構造体２２０の代わりに、一体式リブ構造体２４０として形成される実施形態において、バレル部１７０又は上方及び／又は下方分岐壁部１６６、１６８などの、上方及び／又は下方アール部１７２、１７４の残りの部のうちの一つ又は複数が、金属製ハニカムサンドイッチ構造２２０で別に形成され、その後に、上方及び／又は下方アール部１７２、１７４の一体式リブ構造体２４０に、溶接継ぎ目２４８（図１３）に沿ってろう接及び／又は溶接などにより接合され、図１３に示され、以下に記載されるような、最終の一体型の単一構造体１６４を形成しうる。
【００４１】
図５及び図６を更に参照すると、内壁パネル１６２を単一構造体１６４として形成することは、バレル部１７０を上方及び下方分岐壁部１６６、１６８に接合するために追加の取付け具（示されていない）及び機械的締結具（示されていない）を必要とする多片の内壁パネル（示されていない）に比べて、いくつかの著しい利点を提供しうる。例えば、内壁パネル１６２を単一構造体１６４として形成することは、ガスタービンエンジン１０８のために軽量化を提供しうる。加えて、内壁パネル１６２を単一構造体１６４として形成することは、部品点数を削減し、内壁パネル１６２の製造能力を改善しうる。更に、内壁パネル１６２を単一構造体１６４として形成することは、多片の内壁パネル（示されていない）に比べて内壁パネル１６２の作動寿命又は疲労寿命の増加に帰結しうる。更に、内壁パネル１６２を単一構造体１６４として形成することは、エンジンと逆推力装置アセンブリ２００の間のクリアランス問題を回避しうる。この点で、内壁パネル１６２を単一構造体１６４として形成することは、内壁パネル１６２とコアエンジン１２８の間の比較的小さなスペース内にルート決めされうる種々のシステムと構造のために追加の実装スペースを提供しうる。
【００４２】
加えて、上方及び下方アール部１７２、１７４は、有利には、比較的小さい内径１７６で形成されうる。これは、比較的大きい半径（示されていない）で形成されたアール部を有する分岐ファンダクトと関連付けられるであろう小さい断面積と比較して、分岐ファンダクト１３８の断面積を最大化することにより、分岐ファンダクト１３８の空気力学を改善させうる。更に、内壁パネル１６２の上方及び下方アール部１７２、１７４は、分岐ファンダクト１３８を通過している空気流１４４の空気力学の流れの特性を改善しうる、上方及び下方分岐壁部１６６、１６８から半円形バレル部１７０への空気力学的に滑らかな移行を提供しうる。分岐ファンダクト１３８の改善された空気力学は、ガスタービンエンジン１０８の運転効率の増加に帰結しうる。
【００４３】
図５及び図６を更に参照すると、内壁パネル１６２の各々の上方アール部１７２及び／又は下方アール部１７２、１７４が、上記のように、金属製ハニカムサンドイッチ構造体２２０として形成されうる。金属製ハニカムサンドイッチ構造体２２０は、複数の管状セル２２６（図１０）及びコア２２２の両側の１対の金属製面シート２３２、２３６を有する金属コア２２２を含みうる。空気流１４４に曝される面シート（例えば、図７の空気流面シート２３２）が、比較的小さい内径１７６（図８）を有しうるように、上方アール部１７２及び／又は下方アール部１７２、１７４が、形成されうる。加えて、上方アール部１７２及び／又は下方アール部１７２、１７４は、多孔構造２５２を有しうる。上方アール部１７２及び／又は下方アール部１７２、１７４が、内壁パネル１６２の音響減衰部として働きうるように、空気流面シート２３２の多孔構造２５２は、セル２２６の空気流１４４への流体連結を容易にしうる。
【００４４】
有利には、上方及び下方アール部１７２、１７４は、多孔構造を欠くアール部（示されていない）の音響減衰能力に比べて、内壁パネル１６２の音響減衰能力を増加させうる。上方及び下方アール部１７２、１７４が、内壁パネル１６２の全体的な騒音低減能力の著しい増加を提供しうる。ここで、バレル部１７０及び／又は上方及び／又は下方分岐壁部１６６、１６８もまた、多孔構造２５２を有する面シート２３２、２３６を提供されうる。この点で、上方及び下方アール部１７２、１７４は、バレル部１７０により又は内壁パネル１６２の上方及び下方分岐壁部１６６、１６８により提供される湿った単位表面積当たりの音響減衰よりも大きい量の、湿った単位表面積当たりの音響減衰を提供しうる。
【００４５】
図７を参照すると、一体型の単一構造体１６４を含む内壁パネル１６２の実施形態の断面図が示される。示される実施形態において、内壁パネル１６２は、コア２２２及び金属材料から形成される面シート２３２、２３６を有する金属製ハニカムサンドイッチ構造体２２０を含みうる。上方及び下方アール部１７２、１７４は、ガスタービンエンジン１０８の運転寿命の間、大きな温度変化に耐える能力のある金属材料から形成されうる。例えば、上方及び下方アール部１７２、１７４を含む内壁パネル１６２の面シート２３２、２３６の空気流表面１８８は、およそ−４０°Ｆ（又はより低い）からおよそ８００〜１０００°Ｆまで又はより高い範囲の温度に曝されうる。加えて、上方及び下方アール部１７２、１７４を含む内壁パネル１６２は、金属製ハニカムサンドイッチ構造体２２０の面シート２３２、２３６を横切って、およそ４００〜５００°Ｆまでの又はより大きい温度勾配に耐える能力のある材料（複数可）から形成されうる。この点で、上方及び／又は下方アール部１７２、１７４を含む内壁パネル１６２は、チタンコア２２２及びチタン面シート２３２、２３６を有しうる。しかしながら、上方及び／又は下方アール部１７２、１７４を含む内壁パネル１６２は、チタン合金又は他の金属材料又はそれの合金で形成されうる。例えば、面シート２３２、２３６及び／又はハニカムコア２２２は、鋼、インコネル（商標）などのニッケル合金及び他の合金を含みうる。
【００４６】
図８を参照すると、ハニカムサンドイッチ構造２２０から形成される上方アール部１７２の実施形態の断面図が示される。上方アール部１７２は、有利には、空気力学的に滑らかで連続する仕方で、バレル部１７０から上方分岐壁部１６６への滑らかな移行を提供するように、構成される。上記のように、上方アール部１７２は、個別の構成要素として形成されてもよく、その後に、ろう接、溶接又は上方分岐壁部１６６をバレル部１７０にシームレスに相互接続するための他の手段などにより、上方分岐壁部１６６及びバレル部１７０に接合されてもよい。下方アール部は、上方アール部１７２と類似の仕方で、形成され、バレル部１７０に組立てられうる。
【００４７】
図８において、上方アール部１７２は、有利には、空気流面シート２３２により画定される比較的小さい内径１７６で形成される。コア２２２は、上方アール部１７２の円周方向の両端の間でコア高さに著しい変動がない、概して一定であるコア厚２２４で形成されうる。一つの実施形態において、上方アール部１７２及び／又は下方アール部１７４の金属製ハニカムサンドイッチ構造体２２０は、およそ２：１以上の内径／コア厚比で形成されうる。例えば、およそ１．０インチのコア厚２２４に対して、空気流面シート２３２は、およそ２．０インチ以上の内径１７６で形成されうる。一つの実施形態において、上方アール部１７２及び／又は下方アール部１７４は、およそ２：１から４：１の間の内径／コア厚比で形成されうる。しかしながら、上方アール部１７２及び／又は下方アール部１７４は、限定されることなく、任意の内径／コア厚比で形成されうる。ガスタービンエンジン１０８に関して、上方アール部１７２及び／又は下方アール部１７４は、およそ０．２５インチ以上のコア厚２２４を有するハニカムコア２２２を有しうる。例えば、上方アール部１７２及び／又は下方アール部１７４のコア厚２２４は、およそ０．２５インチから１．５０インチまでの範囲でありうる。しかしながら、ハニカムコア２２２は、限定されることなく、任意の厚さで提供されうる。
【００４８】
図９を参照すると、上方アール部１７２のハニカムサンドイッチ構造２２０が示され、面シート２３２、２３６に対して概して直角に方向付けられた複数の管状セル２２６を含むハニカムコア２２２を図示している。ハニカムサンドイッチ構造２２０の面シート２３２、２３６は、少なくともおよそ０．０１５インチの面シート厚２３４、２３８で提供されうる。例えば、各面シート２３２、２３６は、およそ０．０３０から０．０５０インチまでの範囲の面シート厚２３４、２３８で提供されうる。しかしながら、面シート２３２、２３６の各々は、０．０１５インチ未満又は０．０５０インチより大きい面シート厚２３４、２３８を含む、限定されることなく、任意の面シート厚２３４、２３８で提供されうる。更に、コアエンジン１２８の両側の面シート２３２、２３６は、異なる面シート厚２３４、２３８で提供されてよく、同じ面シート厚２３４、２３８を有することは、必ずしも必要とされない。空気流面シート厚２３４は、空気流面シート２３２の内径１７６の関数として、選択されうる。例えば、上方アール部１７２の比較的小さい内径１７６又は空気流面シート２３２の多孔構造は、比較的厚い面シート厚２３４を要求しうる。
【００４９】
図９において、空気流面シート２３２は、多数のホール２５４を含む多孔構造２５２を伴って提供されうる。空気流面シート２３２の多孔構造２５２は、以下でより詳細に記載されるように、音響減衰目的のために空気流１４４とセル２２６の内部の間の流体連絡を容易にしうる。一つの実施形態において、コア２２２は、任意選択で、コア２２２と非空気流面シート２３６の間の境界面でのスロット構成（示されていない）で提供されうる。コア２２２のスロット構成は、雨による水、又はジェット燃料若しくは油圧油などの他の流体などの、セル２２６に閉じ込められた流体から、さもなければ生じうる腐食を回避するため、セル２２６からの流体の排流を容易にしうる。
【００５０】
図１０を参照すると、上方アール部１７２の平面図が示され、ハニカムコア２２２のセル２２６及び空気流面シート２３２の多孔構造２５２を示す。ハニカムコア２２２のセル２２６は、六角形の形状で示されているが、コア２２２は、限定されないが、正方形又は長方形などの直角形状、又は三角形などの他の形状を含む、種々の異なる断面形状のうちの任意の一つを有するセル２２６を有しうる。セル２２６の形状は、望まれうる音響減衰特性に基づいて、選択されうる。加えて、セル２２６の形状は、内径１７６の大きさ及び上方アール部１７２及び／又は下方アール部１７４の軸方向の長さに沿った曲率の変動を考慮して、選択されうる。例えば、上方及び／又は下方アール部１７２、１７４の半径方向に沿って比較的小さい内径１７６で、及び軸方向に沿って比較的大きい又はわずかな曲率半径でコア２２２を形成することの助けとなる、セル形状寸法を有するコア２２２が、選択されうる。
【００５１】
同じ点で、コア２２２の中のセル２２６のセル幅２２８が、防音の考慮、製造可能性及び他の要因に基づいて、選択されうる。一つの実施形態において、上方アール部１７２及び／又は下方アール部１７４は、およそ０．２５から１．０インチまでの範囲のセル幅２２８を有するコア２２２を持ちうる。しかしながら、コア２２２は、０．２５インチより小さい又は１．０インチより大きいセル幅２２８を有しうる。一つの実施形態において、セル幅２２８は、およそ０．２５から０．５０インチの範囲でありうる。例えば、コア２２２は、およそ０．３８インチのセル幅２２８を有しうる。各セル２２６は、比較的小さい厚さを有しうるセル壁により、囲まれうる。例えば、コア２２２は、およそ０．００１から０．０１０インチの間又はそれより大きいフォイル厚２３０を有するフォイルで形成されうる。
【００５２】
図１０において、空気流面シート２３２は、セル２２６と分岐ファンダクト１３８を通る空気流１４４の間の流体連絡を容易にするための多孔構造２５２を有しうる。空気流面シート２３２の反対に位置する非空気流面シート２３６は、非多孔又は非中空でありうる。空気流面シート２３２のホール２５４は、ホール２５４のない空気流面シート２３２の総表面積のおよそ３パーセントから２０パーセントまでの範囲にある合計断面積を有しうる。一つの実施形態において、ホール２５４は、およそ４から１６パーセントまでの範囲にある合計断面積を有しうる。ホール２５４の合計断面積の選択は、防音の考慮に基づきうる。一つの実施形態において、ホール２５４は、およそ８パーセントの範囲の合計断面積を有しうる。
【００５３】
図１０において、ホール２５４は、概して円形であるとして示されているが、空気流面シート２３２の多孔構造２５２は、円形のホール２５４に限定されない、任意の構成のホール２５４を用いて達成されうる。例えば、ホールは、スロットとして又は種々の他の形状のうちの任意の一つで、形成されうる。一つの実施形態において、ホール２５４は、およそ０．０１０インチから０．１００インチまでの範囲のホール直径２５６を有しうる。例えば、ホール２５４は、およそ０．０７０インチから０．０８０インチまでの範囲のホール直径２５６を有しうる。他の実施形態において、ホール２５４は、およそ０．０４０インチのホール直径２５６を有しうる。ホール直径２５６の選択は、防音の考慮に基づきうる。ホール２５４は実質的に均一の間隔を有するとして示されているが、ホール２５４は、非均一の間隔、又は各分岐ファンダクト１３８の中の所与の場所で所望の音響減衰能力を提供するように局所的に変化又は適合されうる間隔を含む、任意の間隔で提供されうる。上記のように、ホール２５４は、限定されることなく、任意の大きさ、形及び間隔で提供されうる。この点について、ホール２５４及びセル２２６は、所望の周波数にタービンエンジン１０８の騒音レベルを低下させる手段として、分岐ファンダクト１３８を通る空気流１４４の音響エネルギーを減じるような大きさ及び構成にされうる。更に、空気流面シート２３２は、ワイヤーメッシュ（示されていない）を含みうる。加えて、空気流面シート２３２は、穴のあいたシートの上又は下にワイヤーメッシュを伴うホールのあいたシート（示されていない）、又は種々の異なる層構成のうちの任意の一つで配列された、穴のあいたシート及びワイヤーメッシュ又は他の材料（例えば、焼結フェルト）の積層（示されていない）などの層構造を有しうる。
【００５４】
図１１を参照すると、ハニカムサンドイッチ構造２２０が、音響減衰目的のために隔壁２５８を含みうる、上方アール部１７２の代替的実施形態の断面図が示される。隔壁２５８はまた、下方アール部１７４の中に、又は内壁パネル１６２の任意の他の区域の中に組み入れられうる。隔壁２５８は、コア２２２を、空気流面シート２３２に隣接して置かれた空気流コア部２６４及び非空気流面シート２３６に隣接して置かれた非空気流コア部２６６を含む、二つの別々のコア部に分離しうる。
【００５５】
図１２を参照すると、隔壁２５８は、ハニカムコア２２２の合計コア厚２６８のおよそ１５から５０パーセントの間の隔壁深さ２６２に置かれうる。例えば、隔壁２５８は、合計コア厚２６８のおよそ２０から３０パーセントの間（例えば、２５パーセント）の隔壁深さ２６２に置かれうる。隔壁２５８は、フォイル又はワイヤーメッシュなどの比較的薄い膜を含みうる。隔壁２５８は、およそ０．０１０から０．０３０インチの間の範囲の隔壁厚２６０を有しうる。例えば、隔壁２５８は、およそ０．０１８インチの隔壁厚２６０を有しうる。
【００５６】
一つの実施形態において、隔壁２５８は、セル２２６の各々の中の隔壁２５８の部分が、空気流コア部２６４と非空気流コア部２６６の間の流体連絡を可能にする複数の比較的小さな穿孔を有するように、穴をあけられうる。一つの実施形態において、穿孔の各々は、レーザで穴をあけられてもよく、およそ０．００５から０．０１５インチまでの範囲の穿孔幅（例えば、直径）を有しうる。一つの実施形態において、穿孔は、およそ０．００８から０．０１０インチの間の穿孔幅を有しうる。穿孔は、実質的に均一に分布されてもよく、穿孔のない隔壁２５８の断面積のおよそ１から３パーセント（例えば、およそ２パーセント）の範囲の合計断面積を、穿孔が有するような幅と量で、提供されうる。しかしながら、隔壁はまた、穴のあいていない構成で提供されうる。
【００５７】
図１３を参照すると、上方アール部１７２及び／又は下方アール部１７４が一体式リブ構造２４０として形成されうる、内壁パネルの代替的実施形態の透視図が、示される。一体式リブ構造２４０は、バレル部１７０の円周方向の端から上方分岐壁部１６６及び／又は下方分岐壁部１６８への滑らかな移行を形成するように構成されうる。各一体式リブ構造２４０は、一体式リブ構造２４０の一部として空気流面シートと共に一体的に形成されうる複数のリブ２４２を含みうる。例えば、各一体式リブ構造２４０は、金属材料から機械で作られうる又は形成されうる一体型のフレーム部材を含みうる。この点について、一体式リブ構造２４０は、金属棒原料又は板原料などの金属原料から機械で作られうる。しかしながら、一体式リブ構造２４０は、複数のリブ２４２と共に空気流面シートを一体的に形成するための任意の他の適当な製造プロセスを用いて形成されうる。
【００５８】
図１３に示される実施形態において、各一体式リブ構造２４０のリブ２４２は、互いに概して平行であってもよく、且つ内壁パネル１６２の軸方向に対し概して直角に方向付けられてもよい。しかしながら、リブ２４２は、互いに対して任意の角度で形成されてもよく、内壁パネル１６２の軸方向に直角に方向付けられることに限定されない。一体式リブ構造２４０は、一体的に形成された空気流面シート２３２の反対側に面シートがなくてもよい。一体式リブ構造２４０の空気流面シート２３２は、分岐ファンダクト１３８を通る空気流１４４に曝されてもよく、図５に示される凹状構造１９０に類似した比較的小さい内径１７６の凹状構造１９０を有する空気流表面１８８を形成してもよい。
【００５９】
図１４を参照すると、バレル部１７０及び下方分岐壁部１６８への一体式リブ構造２４０の接続を示す内壁パネル１６２の断面図が示される。示される実施形態において、一体式リブ構造２４０は、一体式リブ構造２４０の上側及び下側の向かい合うエッジ部２４４に対し概して直角に伸びるように示される複数のリブ２４２を含む。エッジ部２４４は、一体式リブ構造２４０のリブ２４２及び空気流面シート２３２と一体的に形成されうる。一つの実施形態において、一体式リブ構造２４０は、一体式リブ構造２４０のリブ２４２及び空気流面シート２３２が、バレル部１７０と上方及び／又は下方分岐壁部１６６、１６８の間で荷重を移動しうるように、構成されうる。有利には、一体式リブ構造２４０の空気流面シート２３２、リブ２４２及びエッジ部２４４を一体的に形成することにより、内壁パネル１６２の部品点数が低減され、製造及び組立てを簡単化しうる。
【００６０】
図１５を参照すると、一体式リブ構造２４０の下方エッジ部２４４と下方分岐壁部１６８の間のジョイントが示される。一体式リブ構造２４０のエッジ部２４４は、バレル部１７０及び／又は上方及び下方分岐壁部１６６、１６８と一体式リブ構造２４０との接合を容易にするように、構成されうる。例えば、エッジ部２４４の各々が、バレル部１７０及び／又は分岐壁部１６６、１６８の面シートと一致するため、１対のリップ２４６を有するＣ形断面で形成されうる。リップ２４６は、バレル部１７０及び／又は分岐壁部１６６、１６８の面シート２３２、２３６と相補的であるように、大きさを決められ、構成されうる。この点について、エッジ部２４４の各々のリップ２４６は、隣接するバレル部１７０及び／又は分岐壁部の空気流面シートと非空気流面シートの間の間隔に実質的に類似した、その間の間隔を有しうる。加えて、一体式リブ構造２４０のエッジ部２４４のリップ２４６の各々は、溶接継ぎ目２４８に沿って隣接する面シートへの各リップのろう接又は溶接を容易にすることに対応する厚さに類似した厚さを有しうる。
【００６１】
図１６を参照すると、本明細書で開示される上方及び下方アール部１７２、１７４を組み入れている内壁パネル１６２を用いて、タービンエンジン１０８の騒音を減じる方法の流れ図が示される。上記のように、上方及び下方アール部１７２、１７４のハニカムサンドイッチ構造２２０の多孔構造２５２は、有利には、多孔構造を欠く内壁パネル（示されていない）の音響減衰能力と比べて、音響減衰能力の増加を内壁パネル１６２へ提供する。
【００６２】
図１６の方法３００のステップ３０２は、ナセル１１２内の内壁パネル１６２の上方アール部１７２及び／又は下方アール部１７４の空気流表面１８８に沿って空気流１４４を通すことを含みうる。上方及び／又は下方アール部１７２、１７４は、図５から図１２に示されるように、金属製ハニカムコア２２２及び金属製面シート２３２、２３６を有する金属製ハニカムサンドイッチ構造体２２０として形成されうる。代替的に、上方及び／又は下方アール部１７２、１７４は、図１３から図１５に示されるように、一体式リブ構造２４０として形成されうる。金属製ハニカムサンドイッチ構造２２０で形成される上方及び／又は下方アール部１７２、１７４の実施形態について、上方及び／又は下方アール部１７２、１７４の空気流面シート２３２は、上記のように、およそ２：１以上の内径／コア厚比を有する内径１７６で形成されうる。例えば、およそ１．０インチのコア厚２２４に対して、上方アール部１７２は、空気流面シート２３２が、およそ２．０インチ以下の比較的小さい内径１７６を有するように、形成されうる。
【００６３】
図１６の方法３００のステップ３０４は、上方及び／又は下方アール部１７２、１７４のハニカムサンドイッチ構造体２２０の空気流面シート２３２の中に形成された複数のホール２５４を用いて、セル２２６を空気流１４４に流体連結することを含みうる。上記のように、ホール２５４は、空気流面シート２３２の湿った表面積に対して、ホール２５４の所望の合計断面積を提供するように、大きさを決められ、構成されうる。例えば、上方及び／又は下方アール部１７２、１７４の空気流面シート２３２は、ホール２５４のない空気流面シート２３２の湿った表面積のおよそ３から２０パーセントまで（例えば、４から１６パーセントまで）の範囲の合計断面積を有する複数のホール２５４を含みうる。
【００６４】
図１６の方法３００のステップ３０６は、空気流１４４がハニカムコア２２２のセル２２６に入るように、空気流１４４の一部をホール２５４に通すことを含みうる。上記のように、ホール２５４並びに上方及び下方アール部１７２、１７４は、内壁パネル１６２の音響減衰能力を高めうる。この点について、上方及び下方アール部１７２、１７４は、内壁パネル１６２の残りの部分の単位表面積当たりの音響減衰より大きい単位表面積当たりの音響減衰の量を提供しうる。
【００６５】
図１６の方法３００のステップ３０８は、セル２２６に入る空気流１４４に応じて、空気流１４４の音響エネルギーを吸収することを含みうる。例えば、セル２２６に入る空気流１４４の中の音響エネルギーは、熱に変えられ、タービンエンジン１０８の騒音出力の減少に帰結しうる。空気流面シート２３２の中のホール２５４の大きさ、形、及び構造並びにコア２２２のセル２２６の大きさ及び形は、空気流１４４の分岐ファンダクト１３８の通過により生成される騒音の所望の周波数帯域を減衰させるように、適合されうる。
【００６６】
本開示の追加の修正及び改良は、当業者には明らかであろう。したがって、本明細書に記載され説明される、部品の特定の組み合わせは、本開示のある実施形態のみを表すことを意図されており、本開示の精神及び範囲内にある代替的な実施形態又は装置の限定として働くことを意図されていない。
また、本発明は以下に記載する態様を含む。
（態様１）
ナセル（１１２）の内壁パネル（１６２）のアール部（１７２又は１７４）を備え、
前記アール部（１７２又は１７４）は、空気流（１４４）に曝される凹状構造（１９０）を有する空気流表面（１８８）を含み、
前記アール部（１７２又は１７４）は、音響減衰部を備える、音響減衰壁パネル（１６０）。
（態様２）
前記アール部（１７２又は１７４）は、１対の面シート（２３２、２３６）及び前記面シート（２３２、２３６）の間に置かれるハニカムコア（２２２）を有するハニカムサンドイッチ構造体を備え、
前記ハニカムコア（２２２）は、前記面シート（２３２、２３６）に直角に方向付けられる複数のセル（２２６）を含む、態様１に記載の音響減衰壁パネル（１６０）。
（態様３）
ハニカムサンドイッチ構造体は、金属製ハニカムサンドイッチ構造体（２２０）である、態様１又は２に記載の音響減衰壁パネル（１６０）。
（態様４）
ハニカムコア（２２２）は、コア厚（２２４）を有し、
前記空気流表面（１８８）は、内径（１７６）を有する空気流面シート（２３２）により提供され、
前記内径（１７６）は、およそ２：１以上の内径／コア厚比で形成される、態様１から３のいずれか一つに記載の音響減衰壁パネル（１６０）。
（態様５）
内径（１７６）は、およそ２．０インチ以上である、態様１から４のいずれか一つに記載の音響減衰壁パネル（１６０）。
（態様６）
前記アール部（１７２又は１７４）は、複数のリブ（２４２）及び前記リブ（２４２）とともに一体的に形成される空気流面シート（２３２）を有する、一体式リブ構造（２４０）を備え、
前記空気流面シート（２３２）は、前記空気流表面（１８８）を含む、態様１から５のいずれか一つに記載の音響減衰壁パネル（１６０）。
（態様７）
円周方向の両端を有する半円形バレル部（１７０）と、
前記バレル部（１７０）の前記円周方向の両端から半径方向外側に伸びる上方分岐壁部（１６６）及び下方分岐壁部（１６８）と、
前記それぞれの上方及び下方分岐壁部（１６６、１６８）を、前記バレル部（１７０）の前記円周方向の両端に接合する、上方アール部（１７２）及び下方アール部（１７４）とを備え、
金属製の一体型の単一構造体（１６４）として形成される、内壁パネル（１６２）。
（態様８）
ガスタービンエンジン（１０８）のナセル（１１２）の一部を形成する、態様７に記載の内壁パネル（１６２）。
（態様９）
前記上方及び下方アール部（１７２、１７４）は、各々、ナセル（１１２）を通る空気流（１４４）に曝される凹状構造（１９０）を有する空気流表面（１８８）を含む、態様７又は８に記載の内壁パネル（１６２）。
（態様１０）
前記上方及び下方アール部（１７２、１７４）のうちの少なくとも一つは、音響減衰部を備える、態様７から９のいずれか一つに記載の内壁パネル（１６２）。
（態様１１）
前記上方及び下方アール部（１７２、１７４）のうちの少なくとも一つは、ハニカムサンドイッチ構造体を備える、態様７から１０のいずれか一つに記載の内壁パネル（１６２）。
（態様１２）
上方及び下方アール部（１７２、１７４）のうちの少なくとも一つは、複数のリブ（２４２）及び前記リブ（２４２）とともに一体的に形成される空気流面シート（２３２）を有する一体式リブ構造（２４０）を備える、態様７から１１のいずれか一つに記載の内壁パネル（１６２）。
（態様１３）
タービンエンジン（１０８）に接続されるナセル（１１２）であって、空気流（１４４）のダクト空気流路（１４６）に沿って配置される内壁パネル（１６２）を有するナセル（１１２）を備え、
前記内壁パネル（１６２）は、空気流（１４４）に曝される凹状構造（１９０）を有する空気流表面（１８８）を含むアール部（１７２又は１７４）を有し、
前記アール部（１７２又は１７４）は、音響減衰部を備える、航空機。
（態様１４）
前記アール部（１７２又は１７４）は、１対の面シート（２３２、２３６）及び前記面シート（２３２、２３６）の間に置かれるハニカムコア（２２２）を有する金属製ハニカムサンドイッチ構造体（２２０）を備え、
前記ハニカムコア（２２２）は、前記面シート（２３２、２３６）に直角に方向付けられる複数のセル（２２６）を含む、態様１３に記載の航空機。
（態様１５）
面シートは、空気流（１４４）に曝される空気流表面（１８８）を形成する空気流面シート（２３２）を含み、
前記空気流面シート（２３２）の少なくとも一部は、前記空気流（１４４）に前記セル（２２６）を流体連結させる複数のホール（２５４）を有する、態様１３又は１４に記載の航空機。
（態様１６）
ハニカムコア（２２２）は、コア厚（２２４）を有し、
前記空気流表面（１８８）は、内径（１７６）を有する空気流面シート（２３２）により提供され、
前記内径（１７６）は、およそ２：１以上の内径／コア厚比で形成される、態様１３から１５のいずれか一つに記載の航空機。
（態様１７）
内径（１７６）は、およそ２．０インチ以上である、態様１３から１６のいずれか一つに記載の航空機。
（態様１８）
前記ナセル（１１２）は、前記内壁パネル（１６２）及び外壁（１４０）により画定される分岐ファンダクト（１３８）を含み、前記内壁パネル（１６２）は、前記外壁（１４０）の概して半径方向の両側（１４２）の間に伸び、
前記内壁パネル（１６２）は、バレル部（１７０）の円周方向の両端から半径方向外側に伸びる上方分岐壁部（１６６）及び下方分岐壁部（１６８）を有する半円形バレル部（１７０）を備え、
前記上方及び下方分岐壁部（１６６、１６８）の各々は、それぞれの上方及び下方アール部（１７２、１７４）により前記バレル部（１７０）に接合され、
前記内壁パネル（１６２）は、一体型の単一構造体（１６４）として形成される、態様１３から１７のいずれか一つに記載の航空機。
（態様１９）
タービンエンジン（１０８）の騒音を減衰する方法であって、
ナセル（１１２）の中の内壁パネル（１６２）のアール部（１７２又は１７４）の凹状空気流表面（１８８）に沿って空気流（１４４）を通すステップであって、前記アール部（１７２又は１７４）は、複数のセル（２２６）を有するハニカムコア（２２２）を含むハニカムサンドイッチ構造体を備える、ステップと、
前記ハニカムサンドイッチ構造体の空気流面シート（２３２）の中に形成される複数のホール（２５４）を通って、前記セル（２２６）を前記空気流（１４４）に流体連結するステップと、
前記セル（２２６）に流体連結された前記空気流（１４４）の中の音響エネルギーを吸収するステップとを含む方法。
（態様２０）
前記空気流（１４４）が前記セル（２２６）に入るように、前記空気流（１４４）の一部を前記ホール（２５４）に通すステップと、
前記セル（２２６）に入る前記空気流（１４４）に応じて、音響エネルギーを吸収するステップとを更に含む、態様１９に記載の方法。
（態様２１）
前記ハニカムサンドイッチ構造体は、金属製ハニカムサンドイッチ構造体（２２０）である、態様１９又は２０に記載の方法。
（態様２２）
前記空気流面シート（２３２）は、内径（１７６）を有し、前記ハニカムコア（２２２）は、コア厚（２２４）を有し、前記方法は、
およそ２：１以上の内径／コア厚比を有する内径（１７６）を前記空気流面シート（２３２）に与えるステップを更に含む、態様１９から２１のいずれか一つに記載の方法。
（態様２３）
およそ２．０インチ以上の内径（１７６）を前記空気流面シート（２３２）に与えるステップを更に含む、態様１９から２２のいずれか一つに記載の方法。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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【図１５】
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【図１６】
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