CN101203424B - 飞行器发动机舱及其解冻系统以及该系统的操控方法 - Google Patents

Abstract

本发明的目的在于提出一飞行器发动机舱(1)的一解冻与防冻系统，其包括配有一唇体(3)的一进气口(2)，所述唇体前面是配备第一减音板(5)的一进气口的管件(4)，所述减音板包括由被埋在一电绝缘材料(101)中的至少一加热电阻元件网(102)构成的解冻部件(6、6a、6b、6c、6d)，解冻部件呈一毯体状，且在进气唇体的厚度中含有电阻元件。

Description

飞行器发动机舱及其解冻系统以及该系统的操控方法

技术领域

本发明涉及飞行器发动机舱的配有电阻毯体的防冻与解冻系统。

本发明还涉及一飞行器发动机舱，其配有基于一电阻毯体式的、完善的解冻的、和优化的减音的装置。

最后，本发明涉及一解冻系统，其配有由被隔离的电阻毯体构成的电阻元件网，其特别适用于飞行器发动机舱的解冻。

背景技术

公知这样实施飞行器发动机舱，其中的内导道围绕一鼓风机，所述飞行器发动机舱包括配有一唇体的一管状进气口和配有第一内部减音管状件的一鼓风机罩，对于这些发动机舱，一管状过渡部分把进气口连接在鼓风机罩上。

进气口与唇体的解冻通常通过在进气口位置引入热气完成，所述热气通过设置在发动机舱厚度中的管道或通道从反应器中出来。

由于被引入的热气在某些飞行条件下具有极其高的温度(直到600℃)，并且由于用合成材料制作的一个或多个减音管状件无法适应所述温度，因而将产生一定技术问题。

在飞行器降落或尤其在长时间的最后飞行(finale)的期间——在此期间发动机在较长一段时间内速度减缓，解冻便尤为必要。在所述情况下，热气引入导道内的空气温度较低，且需要大量的气流。

所述设计基准(dimensionnement)意味着：相反地，在外部温度升高且发动机处于推进阶段的情况下，如果解冻的气流调节阀门被打开，空气达到上述升高的温度。这尤其是此情况：在阀门操控系统出现故障的情形下，将阀门锁闭在打开位置以允许进行飞行。

在太多的热量要避免的阶段，降低空气的温度十分复杂，因为在已有技术条件下，热空气解冻系统必须被按尺寸调整，以在发动机减速旋转的阶段，允许发动机解冻，并在尤其需要复杂的、体积大且笨重的仪器(热交换机、阀门、调节器与其它元件)的境况下，实现一能够冷却空气的装置。

因此，在已有技术中，优选地使对热量敏感的减音部分远离被解冻部分，且为此，管状过渡部分在进气口和鼓风机罩之间包括一联接区域——该联接区域不带解冻部件，从而使配有减音部件的管状部分远离加热部分。

所述构造尤其具有两个问题，首先，进气口的环形部段(section)不配有减音材料，这将降低所述减音部件的效用，第二，所述同一环形部段不配有解冻部件，且因此可能对霜的堆积敏感。

本发明的解冻系统的目的在于能允许减音区与解冻区之间的靠近甚至重叠，且还带来发动机负荷损耗的减少，已知对于常用功率的民用飞行器发动机，现有技术的热空气防冻系统在发动机的功率中提取的功率约为60kW到80kW，不包含实际的调节或限制手段。

本发明解冻装置的目的还在于尤其缩短、甚至去除环形过渡部段，且令解冻部分与具有减音部件的部分相靠近甚至重叠，从而增加解冻表面积以及配备减音部件的表面积。

而且，按照本发明的被设置在表面的解冻装置不需要复杂的导道与阀门系统。

此外，已有技术的空气动力系统能允许防冻，但无法简单而容易地实施解冻，而本发明的系统通过临时输送该解冻所需要的功率可以为特定区域解冻，所消耗的功率根据所选择的防冻与解冻模式进行调节。

本发明提出实施一解冻与防冻系统，其不占据机舱内部的位置，且耗能少，并通过按飞行状态和按地面状态来调节解冻功率，为使用提供很大的灵活性。

发明内容

在所述范围中，本发明提出飞行器发动机舱的解冻与防冻系统，其包括一进气口，所述进气口配有一唇体，所述唇体由所述进气口的一管件紧随，所述管件配备一第一减音板，其特征在于，所述系统包括解冻部件，所述解冻部件由被埋在一电绝缘材料中的至少一加热电阻元件网构成，所述解冻部件呈毯体的形状，所述毯体在所述进气口的唇体的厚度中包括电阻元件。

按照一特定的实施方式，本发明提出一飞行器机舱，其包括一进气口，所述进气口配有一唇体，所述唇体由所述进气口的一管件紧随，所述管件配备一第一减音板，其特征在于，所述唇体配备一解冻系统，所述解冻系统包括解冻部件，所述解冻部件由被埋在一电绝缘材料中的至少一加热电阻元件网构成，所述解冻部件呈毯体的形状，所述毯体在所述进气口的唇体的厚度中包括电阻元件，所述网形成所述唇体的壁的一部分，在所述进气口内部覆盖所述唇体的一部分，且一方面在所述进气口外部延伸在所述唇体的至少一部分上，另一方面延伸在所述唇体与所述进气口的管件的第一减音板之间的接合区上。

更特别地，所述进气口被分段成一系列连续解冻区部，它们构成一系列连续子网，所述子网由至少一操控电路控制，所述操控电路适于或者实施区部顺序加热，或者实施某些区部同时供电。

按照本发明一优选的实施方式，所述解冻系统包括解冻部件，所述解冻部件由被埋在一电绝缘材料中的至少两加热电阻元件网构成，所述网的至少两组电阻元件被隔离，从而把隔开的两网集成到待解冻的一板的厚度中。

更好地，按照本发明的所述解冻系统包括网的操控电路，该网的操控电路包括两独立的通道，以保证对所述两电阻网的供电控制。

本发明还涉及飞行器发动机舱的进气口的解冻与防冻系统的操控方法，其特征在于，把进气口分段成一系列连续的解冻区部；通过适于同时或顺次为所述区部供电的至少一操控电路，操控设置在所述解冻区部内的一系列连续的电阻网。

按照本发明的系统除了带来工作上的灵活性，这样的系统尤其适于使采用合成材料制成的进气口的隔音性获得增强，原因是，这样的系统所处的环境不是在升高的温度之中，即便在降级模式(mode dégradé)的运行情况下。

附图说明

本发明的其它特征与优点将在阅读对以下按照一实施例进行的描述中获得更好的理解，所述实施例参考附图以非局限性方式给出，其中：

图1：飞行器发动机舱组件的部分剖面图；

图2：已有技术下的一机舱前部的剖面示意图；

图3：按照本发明第一实施例的一机舱前部的剖面示意图；

图4：按照本发明第一实施变型的一机舱前部的剖面示意图；

图5：按照本发明第二实施变型的一机舱前部的剖面示意图；

图6：按照本发明第三实施变型的一机舱前部的剖面示意图；

图7A：按照本发明思路的一电阻网的剖面图；

图7B：图7A的电阻网的一细部，

图8A、8B和8C：按照本发明的配备解冻系统的进气口区部的示意图；

图9A和9B：按照本发明的解冻系统的两种运行方式的示意图；

图10：按照本发明的解冻系统的两个实施例；

图11A和11B：按照本发明的解冻系统的运行周期的两个实例。

具体实施方式

本发明主要涉及飞行器部分的、尤其是所述飞行器发动机舱的解冻与防冻。

飞行器发动机舱1被整体示意性示出在图1上。

这样的发动机舱1包括一配有一唇体3的进气口2，所述唇体由进气口的管件4紧随。

按照已有技术的一这样的发动机舱前部被示出在图2上，其中可看出，包括一减音板的管形部分4相对于进气口的唇体3后退，从而在位于一内隔板14前面的被解冻部分与配有减音板5的部分之间留出一缓冲区域A，以保护该减音板免受由一导道15表征的热空气解冻装置的高温。

按照图3、4和5的本发明的实施例，发动机舱总是包括配备合成材料制的第一减音板5的一管件，且按照本发明，唇体配备解冻部件6、6a、6b、6c、6d，所述解冻部件形成唇体的壁部分且替代热空气解冻部件。

按照本发明的解冻部件覆盖进气口的内唇体的一部分3b，且一方面延伸在进气口外唇体的一部分3a上，另一方面延伸在唇体与进气口的管件之间的接合区7a、7b、7c上。

更特别地且尤其按照图3的实施例，接合区7a包括进气口的管件的一前伸部8，所述前伸部连接在唇体3的一延伸部的一内边缘上，解冻部件6c覆盖所述前伸部8。

合成材料的管件4包括一外壳层4a与一内壳层4b，它们紧围用以形成所述第一减音板5的减音材料，且前伸部8由外壳层与内壳层4a、4b的夹合边构成，所述夹合边通过粘接相连接或通过浸入壳层4a、4b的树脂的热聚合相连接，这正如在文献EP 0897174A1中所描述的合成材料减音板的实施方法中已公知。

按照图4的实例，唇体3由一上盖体10构成，所述上盖体形成进气口的拱背部(extrado)12，且延伸出唇体的前缘(bord d′attaque)11之外，配备第一减音板的进气口的管件4延伸，以构成唇体3的拱腹部(intrado)13的一部分。按照所述实例，形成唇体的壁部分的解冻部件包括设置在上盖体10内壁上的第一毯体6a、以及设置在伸长的进气口的管件的减音板5的外表面上的第二毯体，接合区7b位于唇体3的前缘11附近。

所述构造的优点在于能从发动机内部开始、直到唇体的前缘处实现一连续的减音区，这尤其有利于对抗噪音。

按照图5的实例，唇体3完全由进气口的管件的延长部构成，所述管件的延长部形成唇体3的拱腹部13、前缘11和拱背部12。

按照图6的实例，图2的原始进气口结构被保留，解冻部件6d延伸在接合区之外，用以覆盖进气口的管件的至少一部分。

解冻部件6a覆盖唇体的外部区3a，解冻部件6b覆盖所述唇体的内部区3b，这里唇体的内部区具有第一减音区9，解冻部件6c覆盖唇体与进气口之间的一接合区7c，且解冻部件6c覆盖第二减音区5的一部分。

所示的解冻部件6、6a、6b、6c、6d为电气部件，且它们尤其由包括加热电阻的毯体构成。

为了保护所述毯体，优选地把所述毯体设置在唇体的内表面上，至少处于唇体被暴露的前缘或顶点的部分中。当解冻部件必须覆盖减音板时，相反，毯体可以被设置在减音板的外表面上，且被穿有孔洞，用以通过留出与希望达到的降音效果所适合的开放表面比率，而允许减音板运行。

本发明尤其被用于飞行器发动机舱，所述飞行器发动机舱包括合成材料的部分，且特别地，对于所述飞行器发动机舱，进气口的管件4与减音板5、9用合成材料制成。

在电气的解冻部件的实施范围内，装置适于作为防止冰在待保护表面上形成的防冻装置、或用来消除累积在表面上的霜覆层的解冻装置来运行。

这样的装置和系统，及其运行在图7A至11B中被描述。

如上所述，尤其在发动机为涡轮风扇类型的情况下，用于解冻系统的已有技术是在发动机上提取气动功率，从而令热气流穿过一管道系统向待解冻的区域流动。

这样的技术基于足够的、且会削减(soustrayable)发动机的推进功率的气动功率的存在、操控阀门装置和阀门电动控制系统的存在、以及用来让管道通过发动机舱的足够的空间的存在。

针对所述复杂的已有技术条件，系统包括电气的加热元件，其被埋在形成进气口的唇体3与进气口的管件的板的厚度内，用以实现飞行器发动机舱1的解冻系统，所述发动机舱包括具有一唇体3的一进气口2。

如图7A所示，构成解冻部件6、6a、6b、6c、6d的电气的加热元件由埋在一绝缘材料101内的至少一加热电阻元件102网构成，解冻部件呈毯体103a、103b的形式，所述毯体在形成进气口唇体的板104、105之间的该进气口唇体的厚度内包括电阻元件102。

电阻元件102网包括加热电阻器，其通过焦耳效应消耗电功率，并被埋在绝缘材料101内。

解冻部件或者为金属例如铜制的电阻元件，或者为复合式的电阻元件，例如含碳的元件。

覆盖电阻元件的电绝缘体是尤其为硅树脂(silicone)或氯丁橡胶(néoprèn)类型的一柔软材料。

如图7B所示，电阻元件102被并联地连接，这在例如一物体撞击进气口之后造成一电阻元件断裂的情况下，可减小系统失效的风险。

各电阻元件102与相邻的元件被间隔开一足够的距离，以保证适当的电绝缘(对于通常为0到400V的直流电或交流电供电电压，该距离典型为约2mm)。

此外，如图7A所示，电阻元件102式加热器网被设置成双份的，从而在唇体的厚度内集成有两个被隔离的网体103a、103b。

所述网增倍实施使得在其中一网出现故障时，可通过另一网使防冻功能按降级模式来保证。

为了控制所述网，所示的系统包括网的操控电路106、106a、106b，所述操控电路包括两独立的通道，以保证对两电阻网103a、103b进行独立的供电操控。所述操控电路的示意图被示出在图10上，而在进气口被分段为构成四个子网201、202、203、204的四个区部的范围内，图8B和8C示出缆线108a、108b、108c路线的一实例——其避免把缆线设置在最暴露的进气口下方区域中。

事实上，还是为了安全起鉴，以及也为了优化系统的耗电量，按照本发明，可设计把进气口分段设置成按照图8A的一系列连续解冻区部121，所述区部构成一系列连续子网(sous-réseaux)201、...、212，其分别由至少一操控电路106、106a、106b控制，该操控电路适于实施对区部依次的加热，或者实施对某些区部的同时供电。

缆线108a、108b、108c、108d集合其所分配的区部电流的进入部与流出部。

四区部被示出在图8A中，部段301相应于与驾驶舱的连接，部段302是发动机支架(

)内的部段，其集合了系统的时序或周期的操控盒体107a和107b，部段303包括介于支架与进气口之间的缆线线路，且部段304对应进气口。

为了获得正确的防冻功能而发生消耗的功率取决于加热元件在进气口中的位置，最关键的型廓区域是从唇体的前缘开始的进气口的内部部分。

为了实现这样的区域的防冻功能，消耗功率是约为1.5W/cm²的连续输入功率。

对于不太关键的区域，按解冻模式的运行——该解冻模式基于对表面的时段加热周期且尽管消耗更大的约2至3W/cm²的瞬时功率——将可减小系统的耗能。

在所述解冻模式的运行下，一个或多个操控电路被设置用于按照图11A和11B所示确定的时序周期109来为网103a、103b或子网201、...、212供电或断电。

图11A所示的时序周期包括电流在电阻元件中在T0到T3期间内的通过，这产生温度上升阶段P1、在0℃的冰融化阶段P2、超温上升阶段P3。随后，电路被切断，这对应于一冷却阶段P4。

图11B示出对应于所有区部的周期，用于加热电阻元件的导电阶段被依次实现。

在所述解冻模式下的运行对于进气口的区域将能够弥补电路之一的缺陷，同时保证足够的解冻能力。

系统的操控电路在图10中表示为两被分开的电路106a、106b，该操控电路包括一系列缆线束108，用于对电阻子网整体进行供电。

所述缆线束构成独立的通道，连接于分开的盒体107a、107b或连接于唯一的操控盒体，所述唯一盒体本身通过一总线115连接到一监测与通讯盒体113上，所述盒体113具有仪表板114，用于显示运行参数，并对系统进行操控。

如上所见，发动机舱的加热器网的供电通过两独立的供电缆线108、108a、108b、108c网以及多套专用的电联结器实现，

各网的缆线安装成能完全与其它网的缆线分开，从而把电路同时发生故障的风险减小到最低。

所述的系统令功耗最优化，原因是操控电路设置成能按照根据飞行阶段或系统使用状态确定的时序周期对加热器进行供电或断电。

一个或多个盒体107a、107b保证对缆线网与电阻网式加热器进行监测，且保证所传递的电压与电流强度恰当，并通过测定是否存在意外的短路或断路情况来保证对系统的监测。

同样，例如通过汇流条给盒体供电的供电电路是独立的，其中所述汇流条被连接在直流电压源116a、116b和交流电压源117a、117b上。此外，为了增加冗余(redondance)，各盒体由两独立的汇流条供电。

在特定的时刻，各通道或盒体使用同一供电汇流条，以便在两加热器网之间的电绝缘出现问题的情况下，唯一的汇流条不受影响。

尤其当汇流条其中之一在盒体或通道之一上发生失败时，两盒体或通道将使用另一汇流条。

为了操控按照本发明的系统，把进气口分段成连续的解冻区部，通过至少一操控电路106、106a、106b，对设置在解冻区部的连续电阻网201、...、212进行操控，所述操控电路适于为所述区部同时供电或依次供电。

按照子网的位部，可以优先选择解冻运行或防冻运行。

通过连续操控至少一解冻区部可以实现一防冻阶段110，而通过至少一区部的一时段加热周期来实现解冻阶段111。

图9A示出一运行模式，其中，通过对区部顺序供电来操控发动机舱外部部分进行解冻，并且，通过对设置在所述部分内的电阻网供给直流电，来控制进气口的唇体的顶部与进气口的管状部分进行防冻。

图9B示出一运行模式，其中，发动机舱外部部分与进气口的管形部分按解冻顺序被供电，唯有进气口的唇体的顶部按防冻模式供电。

本发明不局限于所示的实例，并且，特别是运行方式可以进行修改，以便按照飞行条件、系统状态或可用功率优先进行防冻运行或解冻运行，被隔离的网可以侧向分开，用以覆盖如图7B所示的连续区域、被间隔开的区域，或者所述网可被重迭设置，或包括这些设置方式的组合。

Claims (14)

1.飞行器发动机舱(1)，所述发动机舱包括一进气口(2)，所述进气口(2)配有一唇体(3)，所述唇体由所述进气口的一管件(4)紧随，所述管件配备一第一减音板(5)，

其特征在于，所述唇体配备有一解冻与防冻系统，所述解冻与防冻系统包括解冻部件(6、6a、6b、6c、6d)，所述解冻部件由被埋在电绝缘材料(101)中的加热电阻元件(102)网构成，所述解冻部件呈毯体的形状，所述毯体包含电阻元件(102)，所述电阻元件形成所述唇体的壁的一部分，覆盖所述进气口的内唇体的一部分(3b)，且一方面延伸在所述进气口的外唇体的至少一部分(3a)上，另一方面延伸在所述唇体与所述进气口的管件的第一减音板(5)之间的至少一接合区(7a、7b、7c)上，

所述解冻部件(6d)延伸超出所述接合区之外，用以覆盖所述进气口的管件的第一减音板(5)的至少一部分，并且所述解冻部件(6d)被穿有孔洞，以便通过给出与所希望达到的降音效果适配的开放表面比率来允许所述减音板工作，

所述进气口被分段成一系列连续的解冻区部，所述解冻区部构成一系列连续子网(201、...、212)，所述子网由至少一操控电路(106、106a、106b)控制，所述操控电路适于或者实施区部顺序加热，或者实施某些区部同时供电，

并且，所述解冻部件(6、6a、6b、6c、6d)包括至少两组电阻元件，从而把隔开的两网(103a、103b)集成到待解冻的一板的厚度中。

2.按照权利要求1所述的飞行器发动机舱，其特征在于，所述接合区(7a、7b、7c)包括所述进气口的管件的一前伸部(8)，所述前伸部(8)与所述唇体(3)的一延伸部的一内边相连，所述解冻部件(6c)覆盖所述前伸部(8)。

3.按照权利要求2所述的飞行器发动机舱，其特征在于，所述管件(4)由合成材料制成，并包括一外壳层(4a)与内壳层(4b)，它们围紧用以形成所述第一减音板(5)的减音材料，且所述前伸部(8)由所述外壳层与所述内壳层(4a、4b)的夹合边构成。

4.按照权利要求1至3中任一项所述的飞行器发动机舱，其特征在于，一第二减音板(9)被设置在所述进气口的内唇体的部分(3b)上。

5.按照权利要求1至3中任一项所述的飞行器发动机舱，其特征在于，所述唇体(3)由一上盖体(10)构成，所述上盖体(10)构成所述进气口的拱背部(12)且延伸超出所述唇体的前缘(11)之外，所述的配备第一减音板的进气口的管件(4)延伸，以便构成所述唇体(3)的拱腹部(13)的一部分。

6.按照权利要求1至3中任一项所述的飞行器发动机舱，其特征在于，所述唇体(3)由所述进气口的管件的一延伸部构成，所述延伸部延伸以形成所述唇体(3)的拱腹部(13)、前缘(11)和拱背部(12)。

7.按照权利要求1至3中任一项所述的飞行器发动机舱，其特征在于，所述进气口的管件(4)与所述减音板(5、9)用合成材料制成。

8.用于按照权利要求1至7中任一项所述的飞行器发动机舱的所述的解冻系统，其特征在于，所述进气口被分段成一系列连续的解冻区部，它们构成一系列连续的子网(201、...、212)，所述子网由至少一操控电路(106、106a、106b)控制，所述操控电路适于或者实施区部顺序加热，或者实施某些区部同时供电。

9.按照权利要求8所述的解冻系统，其特征在于，所述操控电路被设置用来按照所确定的时序周期(109)，为网(103a、103b)或子网(201、...、212)供电和断电。

10.按照权利要求8或9所述的解冻系统，其特征在于，所述操控电路被组合在唯一的操控盒体中。

11.按照权利要求8或9所述的解冻系统，其特征在于，所述操控电路包括多个操控盒体(107a、107b)，所述操控盒体设计用来保证对电阻网与为其供电的缆线(108)的监测，并且所述操控电路包括测量部件，所述测量部件用来测量所传递的电压与电流强度，并测量意外的短路或断路存在与否。

12.对按照权利要求1至8中任一项的飞行器发动机舱的进气口的解冻与防冻系统的操控方法，其特征在于，把进气口分段成一系列连续的解冻区部；通过适于同时或顺次为所述区部供电的至少一操控电路(106、106a、106b)，操控设置在所述解冻区部内的一系列连续的子网(201、...、212)。

13.按照权利要求12所述的解冻与防冻系统的操控方法，其特征在于，通过连续操控至少一解冻区部的方式实施一防冻阶段(110)。

14.按照权利要求12所述的解冻与防冻系统的操控方法，其特征在于，通过至少一区部的一时段加热周期的方式实施一解冻阶段(111)。

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