CN101952169A - 带有最优化冰霜处理系统的飞行器发动机舱 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种飞行器发动机舱，该飞行器发动机舱包括有管道(32)、外围腔壁(34)、连接所述管道(32)和所述外围腔壁(34)且限定进气口的前部唇缘(36)，以及冰霜处理系统，该冰霜处理系统沿着设置在外围腔壁(34)上的A点的纵向截面延伸至设置在管道(32)上的B点，还包括前架(38)，其与所述唇缘(36)一起限定其中循环流动着用于除冰霜的热气的管道(51)，所述管道(32)包括用于声音处理的敷层(44)，其由内向外地包括反射层、至少一个多孔结构和至少一个声阻结构，其特征在于，前架(38)包括相对于B点向发动机舱前部偏移的与唇缘(36)和/或管道(32)的连接区域。通道(50)被设置在唇缘(36)和管道(32)的内表面上，用于从热气管道(51)开始运送热气一直到设置在与B点相应的圆上的出口。所述通道(50)延伸出位于前架(38)以及唇缘(36)和/或管道(32)之间的连接区域，且被至少一个隔板所限定，所述隔板隔离了用于声音处理的敷层(44)的热气。
Description
技术领域
本发明涉及带有最优化冰霜处理系统的飞行器发动机舱。
背景技术
可以避免冰和/或霜的形成以及/或者积聚的系统被分为两大类：第一类称为“抗冰霜系统”，可以限制冰和/或霜的形成；第二类称为“除冰霜系统”，可以限制冰和/或霜的积聚且同时影响形成的冰和/或霜。在接下来的描述中，“冰霜处理系统或方法”，指的是抗冰霜系统或方法，或是除冰霜系统或方法。
本发明尤其涉及的冰霜处理系统在于使用从发动机中抽取的热气以及机翼前缘内壁排出的热气。
根据图1示出的实施方式，发动机舱10至少包括一个管道12、外围腔壁14以及由前部唇缘16划定界限的进气口，唇缘16连接管道12和外围腔壁14。
通常，管道12包括用于声音处理的敷层18。该敷层18由内向外包括反射层、至少一个多孔结构和至少一个声阻结构。
为了保证飞行器的运行，冰霜处理必须从位于外围腔壁14上的A点开始实施一直到位于管道12上的B点。前架20被设置用于与唇缘一起限定进气口上的热气循环管道。所述前架包括在A点与外围腔壁22连接的区域以及在B点与管道连接的区域。
根据一种实施方式，为了保证形成唇缘16的板与形成外围腔壁14的板的连接，所述板的边缘通过适当的方式被贴合且固定在前架20的凸边22上。
根据一种实施方式，为了保证形成唇缘的板与限定管道的板中一个板的连接，所述板的边缘部分重叠，且通过适当的方式互相贴合。如图1所示，前架20包括凸边24。唇缘的板的内表面通过适当的方式被贴合且固定在该凸边24上。
前架20和唇缘16限定了具有反向D型截面的管道。该反向D型截面的管道在整个发动机舱的周边上伸展，且在其中循环有用于冰霜处理的气流。前架20的位置取决于铺展在A点与B点之间的冰霜处理区域。
出于以下原因，这种设置不能让人满意：
前架20的位置产生用于热气的容积大的管道。该管道在除冰霜的时候，需要排出大量热气。然而，冰霜处理可以在飞行的某些阶段实施。在这些飞行的阶段，动力系统以低的工作状态运行从而不会排出足够的热气以优化冰霜处理。
另一个缺点是，在该位置上，前架20基本上与鸟类撞击的方向垂直。这样一来，为了抵抗这种撞击，前架必须加固，例如通过增加其厚度或增加加固件的数量，这会导致增加机载量且增加飞行器的能量消耗。
另一个缺点是，冰霜处理系统必须和声音处理系统兼容。
通常，声音处理系统由外到内包括壁、多孔声阻层、多孔结构和不透声波的反射层以使敷层以高效率工作。
这种声音处理必须是尽最大可能延伸的。
在由唇缘16和前架20限定的用于热气的管道中，唇缘的内表面可包括用于声音处理的敷层26。在专利申请FR-070055586描述的实施例中，管道被安插在多孔结构和敷层26的声阻结构中以用于声音处理。
热气的排出装置用于将管道12中的热气排出到发动机舱结构之外，如图1所示。
根据一实施方式，排出装置以设置在唇缘的壁上的穿孔或微型穿孔28的形式呈现。
根据本实施方式的第一缺点，由在声音平面上的排出装置占据的未处理的区域表面被增加到前架20和管道12之间的同样是未处理的连接区域的表面上，这不能优化冰霜处理。
根据另一个缺点，在唇缘的金属板中的微型穿孔不能够承受热气的穿越循环。这种热气的穿越循环会引起裂缝现象从而大大减少进气口的使用寿命。
最后，根据另一个缺陷，用于声音处理的敷层的外表层为对高温敏感的复合材料，排出装置必须以适当的方式相对于处理区域放置在声音平面上以避免复合材料燃烧的风险。
文献US-5088.277描述了排出装置的另一种实施例。根据该实施例所述，前架20在中心部分包括支撑表面，形成唇缘的壁紧贴在该支撑表面上。为了形成排出装置，形成唇缘的壁在与前架连接的区域上包括凸起部分。这样，在排出装置上，形成唇缘的壁与前架分开以使得平行于管道表面排出的热气通过。根据该实施例所述，形成管道的壁的外表面位于前架支撑表面的延伸部分中，以至于在管道表面与唇缘的表面之间存在差距，同样在凸起部分之外的区域也存在有差距。
出于以下原因，上述实施例不能让人满意：
这种排出装置使循环流动在发动机舱管道中的气流产生严重的空气动力紊乱。事实上，凸起部分以相对于管道和唇缘的表面凸出的形式构成，易于引起对于动力系统或设置在下游的鼓风机来说不能接受的空气动力紊乱。
当凸起部分不断地扰乱发动机舱管道中的循环气流时，这种紊乱对除冰霜系统的准确运行妨碍更加大。
根据另一个缺点，管道表面与唇缘的表面之间存在差距同样导致了引起空气动力紊乱的表面缺陷。
最后，热气流平行于管道表面被排出，这就会有燃烧用于管道表面声音处理的复合材料的危险。同样，如文献US-5.088.277所述，用于声音处理的敷层与排出装置分开，从而趋向于减少在声音平面上的处理表面。
发明内容
同样，本发明通过提出包括有最优化的与声音处理系统兼容的冰霜处理系统的发动机舱，力求缓解旧有工艺所具有的缺陷。
为此，本发明的目的是一种飞行器发动机舱。所述飞行器发动机舱包括有管道、外围腔壁、连接所述管道和所述外围腔壁且限定进气口的前部唇缘、以及冰霜处理系统。该冰霜处理系统沿着设置在外围腔壁上的A点的纵向截面延伸至设置在管道上的B点，还包括前架，其与所述唇缘一起限定其中循环流动着用于除冰霜的热气的管道。管道包括用于声音处理的敷层，其由内向外地包括反射层、至少一个多孔结构和至少一个声阻结构。根据本发明所述的飞行器发动机舱的特征在于，前架包括相对于B点向发动机舱前部偏移的与唇缘和/或管道的连接区域，通道被设置在唇缘和管道的内表面上，用于从热气管道开始引导热气一直到设置在与B点相应的圆上的出口。所述通道延伸出位于前架以及唇缘和/或管道之间的连接区域，且被至少一个隔板所限定。所述隔板隔离了用于声音处理的敷层的热气。
附图说明
本发明的其他特征和优点将在以下描述中呈现。下述描述仅仅作为示例给出，附图中：
图1示出的是根据旧有工艺的发动机舱前部的剖面图；
图2示出的是发动机舱前部的剖面图，示出了有根据旧有工艺和根据本发明的前架的位置以及在声音平面上除冰霜和处理区域的限制；
图3示出的是详细阐述根据本发明的热气排出系统的剖面图；
图4示出的是根据本发明的排出系统的楔块的透视图；
图5示出的是将图4中的楔块镶嵌到形成唇缘的板上的透视图；
图6示出的是图5中的楔块的透视图且示出有排出系统的排出孔；
图7示出的是根据另一个可行方案的楔块的透视图；
图8示出的是将图7中的楔块镶嵌到形成唇缘的板上的透视图；
图9示出的是阐述本发明的另一个可行方案的楔块的透视图；
图10示出的是阐述本发明的另一个可行方案的楔块的透视图；
图11示出的是图10的楔块的侧面图；
图12到图14示出的是根据本发明的无楔块的排出系统的不同可行方案的剖面图；
图15示出的是具有两个连续连接的本发明的可行方案的剖面图。所述两个连续连接一个位于形成唇缘的板和楔块之间，另一个位于所述楔块和形成管道的板之间；以及
图16和图17示出的是根据本发明的排出系统，该排出系统具有两个插入到连接区域的两个板之间的垫片。
具体实施方式
在图2和图3中，发动机舱30包括管道32、外围腔壁34，以及连接所述管道32和所述外围腔壁34且限定进气口的前部唇缘36。其他发动机舱元件未描述，因为它们都为技术人员所熟知。
通常，管道的壁(或唇缘的壁)通过若干个板、若干个片、若干个表层或类似材料组装获得。在下述描述中，壁的所有这些形式统称为“板”。
发动机舱30的结构包括前架38。该前架38连接外围腔壁34和管道32，且支撑唇缘36。
前架38包括设置在外围腔壁34和唇缘36连接上的第一边缘，以及设置在管道32和唇缘36连接上的第二边缘。
在第一边缘上，前架38包括支撑表面40，外围腔壁34和/或唇缘36在支撑表面40上连接在一起。
根据一实施方式，为了减少阻力影响，外围腔壁的表面和唇缘的表面首尾相接地设置且不重叠，二者连接在支撑表面40上。
在第二边缘上，前架38包括支撑表面42，管道32和/或唇缘36在支撑表面42上连接在一起。
根据一实施方式，唇缘36的壁连接在支撑表面42上，且管道的壁的端部和唇缘的端部面对面地重叠且通过适当方式连接。为了减少阻力影响，管道的板(或唇缘的板)包括凹陷，其高度与唇缘的板的厚度(或相应的管道的板的厚度)吻合，以使得重叠区域两边的两个板的空气动力表面被设置在同一个平面上。
通常，称之为“连接区域”的是，在该区域上两个元件且尤其是两个板或部分板重叠。本发明尤其探讨的是两个元件之间的连接区域，所述两个元件各自包括形成在连接区域两边的发动机舱外表面的表面。
在下述描述中，“发动机舱内部”是指，由外围腔壁、唇缘和不与飞行器外部流动的空气动力气流接触的管道限定的发动机舱区域。“发动机舱外部”对应空气动力气流流经的互补的区域，在该区域空气动力气流与外围腔壁外表面或与管道外表面接触。在所述管道内部流动着用于涡轮机的气流。
为了减少声音的危害，管道32包括用于声音处理的敷层44。该敷层44由内向外包括反射层、至少一个多孔结构和至少一个声阻结构。用于声音处理的敷层没有详细陈述，因为这同样是技术人员所熟知的。通常，形成空气动力表面的声阻结构为复合材料质地。
为了改善声音处理，唇缘同样可以包括声音敷层46。
一边位于前架和唇缘之间而另一边位于唇缘和管道之间的连接区域由于所述元件重叠而不在声音平面上加以处理。
发动机舱同样在唇缘36上包括冰霜处理系统。该唇缘36必须覆盖一个根据点A的纵向截面延伸至点B的区域。所述点A位于外围腔壁34上，而所述点B位于管道32上。
本发明尤其涉及包括由热气对冰霜进行处理的系统的发动机舱。在这种情况下，设有用于把热气吹入到唇缘的内部的装置，以便于与唇缘的内表面接触的热气阻止冰霜在唇缘的外表面上形成或积聚。
根据一实施方式，在动力系统和管道系统中抽出的热气被运送到由前架和唇缘限定的空间中。这些不同的元件不再被描述，因为它们都是技术人员所熟知的。
有利地是，设置有装置用于将热气运送到唇缘的内表面的附近以便于提高冰霜处理的效率。根据专利申请FR-070055586描述的实施例所述，管道48被插入到用于声音处理的敷层的多孔结构和声阻结构之间。
发动机舱包括将用于冰霜处理的热气排出到所述发动机舱之外的装置。
根据本发明，前架38与唇缘36和/或位于发动机舱进气口上的管道(32)的连接区域相对于B点向发动机舱前部偏移。且通道50设置在唇缘36和管道32的内表面，以用于将热气从热气管道51运送到出口。所述热气管道51由唇缘36和前架38限定，所述出口在剖面图2中设置在与B点相符的圆上。
通道50延伸到前架38与唇缘36和/或管道32之间的连接区域之外，以使冰霜处理区域超出连接区域。这与文献US-5.088.277提出的解决方案相反。另外，在通道50设置在内表面的情况下，不会在管道32中形成任何凸起，如文献US-5.088.277中提出的方案所述，该凸起可能干扰空气动力流动。
通道50由至少一个隔板(如下面将要解释的楔块)限定，该隔板隔离了用于声音处理的敷层44的热气。这种解决方案使得可以隔离多孔结构的孔中的热气。这样，声音处理就不会被热气所干扰。优选地是，所述至少一个隔板为耐热材料质地且使得可以隔离用于声音处理的敷层44的热气。所述敷层44可以为复合材料质地以减少机载量。
根据本发明的另一个优点，将前架38与唇缘36和/或管道32之间的连接区域向发动机舱前部偏移使得可以减少管道51的体积，也可以减少对热气进行的必要消耗。这样一来，这种设置可以使冰霜处理在某些飞行阶段的情况下最优化。在这些飞行阶段中，动力系统以低的工作状态运行且只释放减少的热气耗费量。
根据另一个优点，根据这种设置，前架相对于旧有工艺来说更加倾斜，这就加强了对鸟类冲击的抵抗力，同样对于使机载量最优化做出了贡献。
根据本发明，热气的排出通道50设置在连接区域上，且被插入到形成连接区域的两个元件之间。
根据本发明的另一个特征，通道50的形状适于能够按照与发动机舱的外表面不平行的方向排出热气，以使热气与管道内流通的空气动力气流混合且冷却。
优选地是，被排出的热气流的方向与外表面形成了在5度到60度之间的角。优选地是，该角在5度到30度之间，以用于获得热气冷却与循环流动在管道中的空气动力气流干扰之间的一个较好的折衷。
根据本发明的重要一点，设置在连接区域内部的元件包括在区域之间倾斜的壁板。在该区域上，所述元件的外表面贴合在另一个元件的内表面上，且在该区域上，所述元件的外表面形成了发动机舱的外表面。所述倾斜壁板使得可以根据与发动机舱外表面不平行的方向引导气流。
根据一实施方式，通道50设置在发动机舱的管道的整个周边，或是沿着周边的一个或若干个部分设置。
根据一改良的实施方式，热气的排出角度可以沿着周边变化。这样一来，根据排出装置在管道周边上的位置，排出角度可以被最优化。
根据一实施方式，通道50至少被一个楔块52和至少一个设置在连接区域的两个元件之间的凸出件和/或中空件所限定。
根据一优选的实施方式，楔块52包括插入在唇缘36的板54和管道32的板56之间的部分，前架38的支撑表面42被设置为与所述板54和56的重叠区域成直角，如图3中详细所示。
这种结构使得可以改善声音处理。因为前架38、唇缘36、管道32和通道50之间的连接区域是互相重叠的，这可以减少非处理区域。
根据另一个优点，排出系统不再包括穿孔或微型穿孔，这有助于明显地增加使用寿命，因为不再有空气压力下的破裂风险。
这种结构同样具有促使气体通过排出装置排出的优点，这可以大大地改善唇缘的冰霜的去除。
有利地是，楔块52包括插入在重叠板之间的第一部分58，和与单一板成直角的第二部分60。所述单一板设置在连接区域的内部，对应于管道32的板。这种结构使得可以保护形成管道32的板，其通常至少一部分为复合材料质地。
根据图10和图11所示的第一可行方案，楔块52包括插孔62。该插孔62设置在楔块的至少其中一个面上，由可以使得热气从内向外通过的凸出件构成。有利地是，根据该实施方式，楔块52包括插入在板54和56之间的第一部分58。在该第一部分58上镶嵌有插孔62。楔块52还包括有只与管道32的板56接触的第二部分60。插孔62设置在楔块52朝着唇缘的板54的表面上以使热气仅与所述板54接触从而延长冰霜处理且保护管道的板56，其内部至少有一部分由对热敏感的复合材料所制成。
有利地是，第二部分60相对于第一部分58来说是倾斜的，以便于第二部分60的自由端部64设置在形成唇缘和管道的板的空气动力表面上。优选地，自由端部64具有斜边的形状，以便于获得侧面66。该侧面66的表面设置在形成唇缘和管道32的板的空气动力表面上。
倾斜的第二部分60可以使得向发动机舱的外部排出热气，以便于所述热气与在管道中循环流动的空气动力气流混合且冷却。
为了保证热气的通过，第一部分58沿着板54和56的重叠区域的长度L延伸。
根据图4到图9示出的另一个可行方案，楔块52包括至少一个槽68。该槽68位于楔块的其中一个面上，可以使得热气从发动机舱内部向外部通过。
根据图7到图9示出的实施方式，楔块52包括第一部分70和第二部分72。所述第一部分70插入到板54和56之间，且至少沿着所述板54和56的重叠区域的长度延伸。所述第二部分72相对于第一部分70来说是倾斜的，以便于第二部分72的自由端部74设置在形成唇缘和管道32的板54和56的空气动力表面上。
优选地，自由端部74具有斜边的形状，以便于获得侧面76。该侧面76的表面设置在形成唇缘和管道32的板的空气动力表面上。
优选地，唇缘36的板54包括端部78。该端部78具有斜边的形状，以便于获得侧面。该侧面的表面与板52的第二部分72的表面平行。
楔块52只在朝着唇缘36的板54的表面上包括槽68。这样一来，热气在楔块52和唇缘36的板54之间运送，这使得可以保护管道32的板56，其通常至少有一部分由对热敏感的复合材料所制成。
槽68可以具有或大或小的宽度，如图7到图9所示。
槽68具有的高度小于板52的厚度，且从第一侧面80一直延伸至第二侧面76。
这样一来，一方面，槽68通过与发动机舱内部连通的孔82朝向侧面80开口，另一方面，槽68通过与发动机舱外部连通的孔84朝向侧面76开口。
由于第二部分是倾斜的，槽68的底部同样在所述第二部分上倾斜。这使得热气能够被排出到发动机舱的外部，以使得所述热气与在管道中循环流动的空气动力气流混合且冷却。
根据图4到图6示出的另一个实施方式，板或楔块52包括凸肩86，其高度基本上等于唇缘的板54的厚度。所述凸肩86限定了第一部分88和第二部分90。所述第一部分88形成为板状，厚度薄且插入在板54和56之间，至少沿着所述板54和56的重叠区域的长度延伸。所述第二部分90具有斜边的形状且带有侧面92。该侧面92的表面设置在形成唇缘和内部管道的板的空气动力表面上。管道32的板56贴合在倾斜的壁板94上。
楔块52仅在朝着唇缘36的板54的面上包括槽96。这样一来，热气在楔块52和唇缘36的板54之间被运送，这使得可以保护管道32的板56，通常其内部至少有一部分由对热敏感的复合材料所制成。
槽96可以具有或大或小的宽度。
槽96具有的高度小于板52的厚度，且从第一侧面98一直延伸至第二侧面92。
这样一来，一方面，槽96通过与发动机舱内部连通的孔100朝向侧面98开口，另一方面，槽96通过与发动机舱外部连通的孔102朝向侧面92开口。
如前所述，第二部分是倾斜的，槽68的底部同样在所述第二部分上倾斜，这使得热气能够被排出到发动机舱的外部，以使得所述热气与在管道中循环流动的空气动力气流混合且冷却。
根据不同的可行方案，板或楔块52被合适的装置支撑在其应该所在的位置上。根据一实施方式，孔104可以被用作使得螺钉或铆钉通过。
在图12和13中，通道50被直接在形成唇缘36的板54上形成的凸出形状和/或中空形状106所限定。
根据一实施方式，板54的内表面包括槽106。该槽106沿着整个连接区域延伸且在第一端部与发动机舱的内部连通而在第二端部与发动机舱的外部连通。
根据图13示出的实施方式，板56在连接区域上的前架38和形成唇缘的板54之间延伸。
根据图12示出的另一个实施方式，中间器件108用于连接形成唇缘的板54、形成管道32的板56以及前架38。该中间器件108包括两个分支。第一分支110贴合在形成唇缘36的板54的内表面而第二分支112贴合在形成管道32的板56的外表面。根据该可行方案，通道50设置在板56和中间器件108之间。在该情况下，凸出形状和/或中空形状可以在与板54的内表面接触的中间器件108的分支110的表面上形成，并且/或者所述形状可以形成在与中间器件108的分支110接触的板54的内表面上。
根据图104示出的另一个可行方案，前架38在形成唇缘36的板54和形成管道32的板56之间延伸。根据一实施方式，通道50被直接形成在与板54接触的前架38的表面上的凸出形状和/或中空形状114所限定。所述凸出形状和/或中空形状延伸足够长度，以用于使发动机舱内部(尤其是由前架和唇缘限定的区域)和发动机舱外部连通。
在图15中示出了另一个可行方案。在该可行方案中，薄板或板116保证了形成唇缘36的板54和形成管道32的板56之间的连接。这样一来，该实施例包括板54和板116之间的第一连接区域，以及板116和板56之间的第二连接区域。根据一实施方式，通道50由插入到板54和板116之间的凸出形状和/或中空形状118所限定。在该情况下，凸出形状和/或中空形状118设置在与板54接触的板116的表面上，或与板116接触的板54的内表面上。
根据图16到图17示出的另一个实施方式，通道50由若干个设置在连接区域元件之间的元件120形成，尤其是以垫片的形式。
这样一来，如图16所示，垫片120被插入到中间器件108的分支110与唇缘36的板54之间。
如图17所示，垫片120被插入到前架38和形成唇缘36的板54之间，以及形成管道32的板56和形成唇缘36的板54之间。
显然，本发明不局限于不同示图中所示出的实施方式。排出装置的凸出形状和/或中空形状可以直接设置在形成连接区域和/或中间器件至少其中之一上。所述中间器件称为楔块且设置在形成连接区域的两个器件之间。
Claims (6)
1.飞行器发动机舱，包括有管道(32)、外围腔壁(34)、连接所述管道(32)和所述外围腔壁(34)且限定进气口的前部唇缘(36)，以及冰霜处理系统，所述冰霜处理系统沿着设置在所述外围腔壁(34)上的A点的纵向截面延伸至设置在所述管道(32)上的B点，还包括前架(38)，其与所述唇缘(36)一起限定其中循环流动着用于除冰霜的热气的管道(51)，所述管道(32)包括用于声音处理的敷层(44)，其由内向外地包括反射层、至少一个多孔结构和至少一个声阻结构，其特征在于，所述前架(38)包括相对于B点向发动机舱前部偏移的与所述唇缘(36)和/或所述管道(32)的连接区域，通道(50)被设置在所述唇缘(36)和所述管道(32)的内表面上，用于从热气管道(51)开始运送热气一直到设置在与B点相应的圆上的出口，所述通道(50)延伸出位于所述前架(38)以及所述唇缘(36)和/或所述管道(32)之间的连接区域，且被至少一个隔板所限定，所述隔板隔离了用于声音处理的所述敷层(44)的热气。
2.根据权利要求1所述的飞行器发动机舱，其特征在于，所述至少一个隔板为耐热材料质地且能够隔离所述敷层的热气，所述敷层用于声音处理且为复合材料。
3.根据权利要求1或2所述的飞行器发动机舱，其特征在于，包括形成内部管道(32)的板(56)和形成唇缘(36)的板(54)，所述板(54，56)在连接区域重叠，所述至少一个隔板以分成两部分的楔块(52)的形式呈现，第一部分(58，70，88)插入到重叠的板之间，包括至少一个能够在所述板之间设置所述通道(50)的凸出元件和/或中空元件以用于使发动机舱内部和外部连通，所述楔块(52)的第二部分(60，72，90)与单一板成直角，所述单一板设置在所述连接区域的内部，以在极端温度下对其形成保护。
4.根据权利要求3所述的飞行器发动机舱，其特征在于，所述楔块(52)包括在其至少一个表面上能够限定所述通道(50)的至少一个槽(68，96)。
5.根据权利要求4所述的飞行器发动机舱，其特征在于，所述槽(68，96)一方面通过与所述管道(51)连通的孔(82，100)朝向第一侧面(80，98)开口，另一方面，所述槽(68，96)通过与发动机舱外部连通的孔(84，102)朝向第二侧面(76，92)开口。
6.根据权利要求4或5所述的飞行器发动机舱，其特征在于，所述楔块(52)包括凸肩(86)，其高度基本上等于第一板(54)的厚度，所述凸肩(86)限定了第一部分(88)和第二部分(90)，所述第一部分(88)形成为板状，厚度薄且插入在两个板(54，56)之间，且至少沿着所述板(54，56)的重叠区域的长度延伸，所述第二部分(90)具有斜边的形状且带有侧面(92)，所述侧面(92)的表面设置在所述板(54，56)的空气动力表面上，第二板(56)贴合在倾斜的壁板(94)上，且所述楔块(52)只在朝着第一板(54)的表面上包括槽(96)。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| C14 | Grant of patent or utility model | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee | ||
| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |
Granted publication date: 20130911 Termination date: 20201201 |