CN102826228B - 飞行器机舱的空气入口 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种飞行器机舱的空气入口，该空气入口一方面包括一个由一个壁(52)限定的唇口(42)，该壁的与气动流体接触的表面通过一个限定出一个通向机械装置的管道的内壁(44)伸到机舱的内部，以及通过一个外壁(46)伸到机舱的外部，另一方面包括一个利用焦耳效应的面式除霜系统(58)，其中该空气入口包括至少一个紧贴壁(52)的内表面并且被安插在所述壁(52)和除霜系统(58)之间的导热材料制成的第一蜂窝结构(60.1)，以及至少一个与第一蜂窝结构(60.1)相邻的复合材料制成的第二蜂窝结构(60.2)。

Description

飞行器机舱的空气入口
技术领域
本发明涉及与增强唇口结合的具有利用焦耳效应的除霜系统的飞行器机舱的空气入口。
背景技术
飞行器的推进系统包括一个其内基本同心地设置机械装置的机舱。
如图1所示，机舱在前方包括一个能够将气流引向机械装置12的空气入口10。该机舱包括一个唇口14，唇口的与气动气流接触的表面通过一个限定出一根管道的外壁16伸到机舱的内部，并通过外壁18伸到机舱的外部。
用任何合适的方法将空气入口10在一个连接表面20处与机械装置12相连。连接表面20基本上是平的，并且与机舱的纵轴垂直。
在结构平面中，空气入口10包括称作前框22的第一框，该第一框连接内壁16和外壁18，并与唇口14限定出一个环形管道24，以及包括一个称作后框26的第二框，该第二框在机械装置的连接表面20处连接内壁16和外壁18。
至于后框26，它确保回收施加在空气入口上的弯曲力、旋转力等，例如空气入口的重量、由气动流动产生的力。将该后框26设置在与空气入口的纵向基本垂直的一个平面中。
在文献FR-2904604中特别描述了后框。
至于前框22，它在内壁处包括一个朝机舱的后面弯曲的边28，形成唇口14的一块板的边和形成内壁16的另一块板30的边紧贴该弯曲的边，所述的这两个边头尾相连。优选的是，板30确保声学处理，它包括为其提供硬度的蜂窝结构。
需补充的是，前框22在外壁18处包括一个朝机舱的后面弯曲的边32，形成唇口的板的至少一部分贴紧该边。根据图1所示的第一变型，外壁18由一块独立于形成唇口14的板的板34形成。在这种情况下，板34和形成唇口14的板的各相邻边头尾相接，并且贴紧弯曲边32。形成唇口14的板通常为金属，以便与用热空气处理霜或冰的系统一致，热空气来自空气入口处，板34是复合材料，以便减少装载重量。
根据图2所示的另一变型，形成唇口14的板可以伸到前框22外，一直延伸到后框26，以便也形成外壁18。与图1所示的变型相比，这种方案可以改进气动特性，消除头尾相接的各板之间的连接区域，这种连接区域形成会在气流处产生扰动的工况。当板是金属，空气入口包括使用例如热空气除霜的除霜系统时，由于板的热导率，该方案会增大除霜平面上的被处理面积。但是，这种方案的缺陷是增加了装载重量。
即使形成唇口14的板伸到前框22外并且一直延伸到后框26，从而也形成外壁18，但必须要有前框22，这是因为不仅前框可以限定用以引导用于除霜的热空气的环形管道，而且在受到鸟类冲击的情况下，确保在唇口后面形成的第二阻挡层的机械强度。
就除霜而言，有另一个不用热空气的方案，该方案在于在形成唇口的皮上安置电阻36。这些电阻为导电材料的形式，它们沿纵向设置，在电路图上按照串联或并联线路连接。
根据一个实施模式，电阻紧贴形成唇口14的板的内表面，唇口的另一个表面与气动气流接触。
即使这种除霜不用热空气，也还是需要前框22来保证机械强度。
根据另一方面，唇口14受到许多小的冲击，这些冲击会使形成唇口14的板和电阻36之间造成剥脱现象，特别是在冲击区域内。剥脱现象导致电阻36和形成唇口14的板之间出现影响除霜的气浪。实际上，这种气浪在剥脱区域使电阻36产生过热，一直到在过热区域使电阻36断裂，这样在所述电阻36覆盖的区域就不再有除霜功能。此外，气浪形成绝热层，所以在剥脱区域不再合适地选定除霜系统的尺寸，因而在该区域的除霜不够充分。
发明内容
因此，本发明旨在克服现有技术的这些缺陷，提出一种包括利用焦耳效应除霜的系统的增强的飞行器机舱的空气入口。
为此，本发明的目的是一种飞行器机舱的空气入口，该空气入口一方面包括一个由一个壁限定的唇口，该壁的与气动流体接触的表面通过一个限定出一根通向机械装置的管道的内壁伸到机舱的内部，以及通过一个外壁伸到机舱的外部，另一方面包括一个利用焦耳效应的面(furfacique)式除霜系统，其特点在于该空气入口包括至少一个紧贴壁的内表面并且被安插在所述壁和除霜系统之间的热导金属材料制成的第一蜂窝结构，以及至少一个与第一蜂窝结构相邻的复合材料制成的第二蜂窝结构。
附图说明
下面通过阅读结合附图对仅作为例子的说明将会更清楚地理解本发明的其他特征和优点，其中：
图1是根据现有技术的第一变型的空气入口的剖视图；
图2是根据现有技术的第二变型的空气入口的剖视图；
图3是根据现有技术的第三变型的空气入口的剖视图，该空气入口结合有用电的除霜系统；
图4是根据本发明的第一变型的空气入口的局部剖视图，该空气入口结合有得到改进的用电的除霜系统；
图5是根据本发明的另一变型的空气入口的局部剖视图，该空气入口结合有得到改进的用电的除霜系统；
图6是根据本发明的又一变型的空气入口的局部剖视图，该空气入口结合有得到改进的用电的除霜系统；和
图7是本发明的空气入口的剖视图。
具体实施方式
在图4和图7中，示出了在前方具有空气入口40的机舱，该空气入口可以将气流引向机械装置，引入气流的第一部分称作主气流，它通过机械系统参与燃烧，该气流的第二部分称作辅助气流，它在通风设备的驱动下流入由机舱的内壁和机械装置的外壁限定的环形管道中。下面的描述中，机舱的纵轴对应于机械装置的转轴。机舱的前方对应于气流进入到机舱内的地方，机舱的后方对应于气流从机舱中出来的地方。
空气入口40包括一个唇口42，该唇口的与起动气流接触的表面通过限定出一根管道的内壁44伸到机舱的里面，并且通过外壁46伸到机舱的外面。
通过任何合适的方法将空气入口40与机械装置相连。
在结构平面中，空气入口40包括一个称作后框48的框，这仅在图7中可以看到，在与机械装置连接的区域附近，该框连接内壁44和外壁46。
内壁最好包括一块确保声学处理的板50。
板50、机械装置、空气入口和机械装置的连接区域不再详细描述，因为它们是本领域技术人员公知的，而且不是本发明的主要元件。
根据一个实施模式，唇口42包括一个在整个周边上延伸的壁52，在一个包括机舱的纵轴的剖面中，该壁为C形型面。利用任何合适的方法将壁52的第一端54与管道44相连。壁52在端部54处最好包括一个梯级56，以便接收内壁44的端部，从而使壁52的外表面处在壁44的外表面的延长线上。但是，为确保壁44和52之间的连接，也可考虑其他布置。
壁52可以只包括一块成形板或包括多块组装好的成形板，从而形成截面为C的在空气入口的整个周边上延伸的壁。
现在对于含有机舱纵轴的空气入口的截面的情况描述本发明。在空气入口的整个周边上该截面基本相同。
根据本发明，飞行器机舱的空气入口包括一个利用焦耳效应的除霜系统58和一个紧贴壁52的内表面并且被安插在所述壁52和除霜系统58之间的热导材料制成的蜂窝结构60。
利用焦耳效应的除霜系统58包括至少一个导电元件。根据一个实施模式，利用焦耳效应的除霜系统58只包括一个在需要处理的整个区域延伸的蛇形导电元件或包括多个按照串联或并联线路连接的线性导电元件。根据变型，利用焦耳效应的除霜系统可以包括至少一个导电层。
利用焦耳效应的除霜系统不再详细描述，因为它们是本领域技术人员公知的，并且可以采用不同的形式。例如，特别是文献FR-2908737描述的形式。
在任何情况下，利用焦耳效应的除霜系统是面式，它包括至少一个柔性元件。
蜂窝结构可以为蜂巢形状。
将一个蜂窝结构60贴紧壁52这一事实可以在小冲击的情况下限制剥脱的可能性，以及限制在壁52和蜂窝结构60之间出现气浪。
由于有更大的冲击，即使壁52因在冲击区域处的剥脱而松开蜂窝结构60，但因为蜂窝结构60是坚硬的，所以在蜂窝结构60和基用焦耳效应的除霜系统58之间出现剥脱的可能性为零，因而除霜系统不可能因为过热而受到损坏。
根据另一方面，蜂窝结构60的存在会增加唇口的硬度，因此可以省去前框。
根据另一点，由于具有蜂窝结构60，通过降低壁52的厚度，就可以补偿装载重量的增加。
根据一个实施模式，壁52和蜂窝结构60是金属，并且用相同的材料制成，从而限制可能出现的电镀腐蚀。壁52和蜂窝结构60最好是铝合金。
为了在受到鸟类冲击的情况下形成阻挡层，如图5-7所示，空气入口包括一个粘贴在利用焦耳效应的除霜系统58上的皮62形状的冲击吸收器。根据一个实施模式，该皮62是以市场上的商标为的纤维为基的层状。这种布置可以增加唇口42的硬度。后皮62最好延伸到由蜂窝结构60覆盖的区域之外，以便将其在蜂窝结构60的两边与壁52相连。这种方案可以得到有助于改进唇口42的机械特性的夹心结构。
蜂窝结构60的自由边64最好为斜边形状，以便确保力在后皮62和壁52之间通过。
根据这些变型，蜂窝结构60在空气入口的整个高度上或仅在该高度的一部分上延伸。
空气入口的高度指的是按照现有技术在前框占据的位置将内壁44和外壁46分开的距离。
蜂窝结构在对应于空气入口高度的至少2/3的区域Z1延伸。该区域对应于冲击具有小入射角的区域。
根据一个变型，如图6和7所示，蜂窝结构在对应于空气入口高度约2/3的区域Z 1上延伸。
根据其他变型，如图4和5所示，蜂窝结构60可以在对应于比空气入口高度的2/3大的区域Z1上延伸。
在这些情况下，区域Z 1相对于机舱前面最远的点可以对中或不对中。
在该区域Z1中，为机械强度，特别是为其抗压性基本选定蜂窝结构的尺寸。
这样，蜂窝结构的格子约为2-3mm的截面。
根据本发明的另一特征，空气入口可以包括具有不同特性的彼此叠置的多个蜂窝结构60.1和蜂窝结构60.2。
在对应于空气入口高度约2/3的区域Z1中，为机械强度，特别是为其抗压性基本选定蜂窝结构60.1的尺寸，而与区域Z1相邻的至少一个区域Z2中，为声学特性基本选定蜂窝结构60.2的尺寸。空气入口最好包括设置在蜂窝结构60.1两边的两个蜂窝结构60.1和蜂窝结构60.2。
该方案可以根据蜂窝结构的位置使这些蜂窝结构的结构最佳化，以及使它们的装载重量最佳。
作为说明，在区域Z1中，蜂窝结构60.1的格子的截面约为2-3mm，而在区域Z2中，蜂窝结构60.2的格子的截面约为10-12mm。
根据图7所示的第一个变型，蜂窝结构60.1和蜂窝结构60.2由相同的导电材料构成，特别是以铝合金为基的材料构成。
根据图6所示的另一个变型，蜂窝结构60.1由导电材料构成，特别是以铝合金为基的材料构成，蜂窝结构60.2由不导电的复合材料构成，特别是市场上的商标为 的蜂巢状复合材料。
根据该变型，在区域Z1中，将利用焦耳效应的除霜系统58贴紧蜂窝结构60.1的与壁52相对的表面上，而在区域Z2中，将该除霜系统贴紧壁52的内表面上，夹在所述壁和蜂窝结构60.2之间。蜂窝结构60.1和相邻的蜂窝结构60.2的边66为互补的斜边形状，以便利用焦耳效应的除霜系统58不贴紧限定出两个成90o角的棱边，从而限制所述除霜系统58受到损害的可能性。需补充的是，蜂窝结构60.2的自由边68为斜边形式，从而确保力在后皮62和壁52之间通过。
如上所述，本发明的唇口14的设计可以省去前框。
根据本发明的另一特征，形成唇口42的壁52的第二端70一直延伸到后框48。为了确保很好的将力回收，使该后框偏离，与其内边缘74相比，使其外边缘72偏向机舱的前方。
在被蜂窝结构60、60.1和60.2覆盖的区域之外，壁52可以包括置于所述壁52的内表面处的增强件76。最好将增强件76安置在与纵轴基本垂直的平面中。

Claims (9)

1.一种飞行器机舱的空气入口，该空气入口一方面包括一个由一个壁(52)限定的唇口(42)，该唇口的与气动流体接触的表面通过一个限定出一根通向机械装置的管道的内壁(44)伸到机舱的内部，以及通过一个外壁(46)伸到机舱的外部，另一方面包括一个利用焦耳效应的面式除霜系统(58)，其特征在于，该空气入口包括：
至少一个第一蜂窝结构(60.1)，其由导热材料制成，所述第一蜂窝结构(60.1)紧贴所述壁(52)的内表面并且被安插在所述壁(52)和面式除霜系统(58)之间；以及
至少两个第二蜂窝结构(60.2)，其由复合材料制成，所述至少两个第二蜂窝结构(60.2)与所述第一蜂窝结构(60.1)相邻，所述至少两个第二蜂窝结构(60.2)贴紧所述壁(52)的内表面，面式除霜系统(58)安插在所述至少两个第二蜂窝结构(60.2)和所述壁(52)之间；
其中，所述第一蜂窝结构(60.1)在对应于空气入口的2/3高度的区域Z1中，所述至少两个第二蜂窝结构(60.2)在与区域Z1相邻的至少一个区域Z2中。
2.根据权利要求1的飞行器机舱的空气入口，其特征在于，它包括一个皮(62)的形式的冲击吸收器，将该皮粘贴在利用焦耳效应的面式除霜系统(58)上。
3.根据权利要求2的飞行器机舱的空气入口，其特征在于，该皮(62)是以纤维为基的层状。
4.根据权利要求1的飞行器机舱的空气入口，其特征在于，导热材料的第一蜂窝结构(60.1)在一个与空气入口的至少2/3高度对应的区域Z1上延伸。
5.根据权利要求1的飞行器机舱的空气入口，其特征在于，区域Z1中的第一蜂窝结构(60.1)为导体材料，区域Z2中的第二蜂窝结构(60.2)为复合材料，其特征还在于利用焦耳效应的面式除霜系统(58)在区域Z1中，贴紧第一蜂窝结构(60.1)的与壁(52)相对的表面，而在区域Z2中，将该面式除霜系统贴紧所述壁(52)的内表面，夹在所述壁和第二蜂窝结构(60.2)之间。
6.根据权利要求5的飞行器机舱的空气入口，其特征在于，第一蜂窝结构(60.1)和相邻的第二蜂窝结构(60.2)的边(66)为互补的斜边形状。
7.根据权利要求1的飞行器机舱的空气入口，其特征在于，第一蜂窝结构(60.1)和第二蜂窝结构(60.2)的自由边(64)为斜边形状。
8.含有权利要求1的空气入口的飞行器机舱，其特征在于，该机舱在所述空气入口和被连接到限定出唇口(42)的壁(52)之间的连接平面处包括一个后框(48)。
9.根据权利要求8所述的飞行器机舱，其特征在于，使该后框倾斜，与其内边缘(74)相比，使其外边缘(72)偏向机舱的前方。
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