CN103648909A - 特别是用于飞行器发动机舱的进气口的前缘结构 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种前缘结构（1），特别是用于飞行器发动机舱的进气口的前缘结构，包括前缘（2）和内隔板（3），所述内隔板（3）限定纵向隔间（5），所述纵向隔间（5）位于所述前缘（2）内并容纳除冰和/或防冰装置，其中所述前缘结构的特征在于，所述前缘（2）由位于用于除冰和/或防冰的加热元件（21）顶部的至少一个多轴复合结构（23）构成。

Description

特别是用于飞行器发动机舱的进气口的前缘结构

技术领域

本发明涉及一种前缘结构，特别是用于飞行器发动机舱的进气口的前缘结构。

背景技术

众所周知，飞行器发动机舱形成发动机的整流罩并且执行多种功能：特别地，该机舱在其上游部具有通常称为“进气口”的部分，该部分通常为圆柱形，并且其作用特别在于将外部气体导向发动机。

如附图1所示，其中示出了该进气口的纵向剖面示意图，一方面，该机舱部分包括在其上游区域的前缘结构1，该前缘结构1包括前缘2，严格来讲，通常称为“进气口唇缘”，另一方面，该机舱部分还包括限定隔间5的第一内隔板3，其中布置有防冰装置6，即，能够对唇缘进行防冰和/或除冰的任何装置。

进气口唇缘2通过铆接固定至进气口的下游部7，该下游部在其外表面上具有防护罩9，并在其内表面上具有吸音装置11，通常称为“吸音罩”，该进气口的下游部7限定一种由第二隔板13封闭的箱。

一般情况下，所有这些部件由金属合金制成，通常进气口唇缘2和防护罩9由铝基合金制成，两个隔板3和13由钛基合金制成。罩9也可以由复合材料制成。

这种传统的进气口具有一定数量的缺陷：其重量相对较高，其构造需要许多组装操作，并且大量铆钉影响了其空气动力性能。

为了消除这些缺陷，一个自然的发展是用复合材料替代金属材料。

针对使用复合材料，已经完成了相当多的研究，特别是用于前缘结构1的复合材料。

然而，该研究迄今遇到了关于复合材料的热性能问题和对设置在进气口唇缘的除冰或防冰系统的功效造成的影响。

复合材料比金属材料的热传导性低，特别是铝。

目前为止，不可能要求与进气口唇缘2的除冰和/或防冰装置相关的机械性能和与所述唇缘（由“传统”合成材料制成）相关的机械性能一致。

事实上，由于没有复合材料的热退化，通过在多个点超过其玻璃转变温度实现的热退化，不可能达到在唇缘的外表层上的必需的温度以保证防冰和/或有效地除冰。

调整复合材料的尺寸，并更特别地降低复合材料的厚度，不能够克服这个问题。

进一步地，这种调整还会降低进气口唇缘与机械应力相关的强度和与工具、鸟或冰雹有关的静力强度和/或冲击强度。

发明内容

因此，本发明特别旨在提供一种方案，使其能够将复合材料应用于飞行器前缘结构（特别是发动机舱），其不具有现有技术中的缺陷。

本发明的一个目的在于提出一种复合前缘结构，提供有效的防冰或除冰，特别用于电防冰装置。

本发明还旨在提供一种前缘结构，在继续执行除冰和/或防冰功能的同时，提供显著的耐冲击性。

本发明的另一个目的在于提出一种前缘结构，在结构的厚度上具有更优化的热传导性能，从而可以降低前缘的内表层和外表层之间的温度差，提高唇缘-防冰装置系统的热效率，并且减少温度升高的响应时间。

有利地，还能够适应前缘结构在其轮廓上的热传导，即，沿着机舱的纵向轴线演变的热传导以及放射状的热传导。

有利地，还提出一种具有质量减少的前缘结构。

本发明的目的通过一种前缘结构，特别是用于飞行器发动机舱进气口的前缘结构来实现，该前缘结构包括前缘和内隔板，所述内隔板限定所述前缘内的纵向隔间，所述纵向隔间容纳除冰和/或防冰装置，值得注意的是，所述前缘由位于加热元件顶部的至少一个多轴复合结构形成，所述加热元件设计成用于除冰和/或防冰。

多轴复合结构指的是包括所有三个空间方向的纤维的复合材料，具有穿过其厚度的加强纤维，使得能够将复合层相互连接。

使用这种多轴复合材料来形成前缘结构，由于在复合结构的厚度上使用了加强纤维，使得前缘结构具有好的热性能，同时相对于其可能经受的多种冲击确保优异的强度。

横向加强纤维的存在，使复合结构在厚度上具有渐进的热传导性，使得能够达到对于前缘的外表层上有效除冰和/或防冰合适的温度，同时使得复合结构的树脂所有点的温度在任何时候都保持在其玻璃转变温度以下。

横向加强纤维的存在，改善了结构所需的必要时间，从而实现正确操作防冰和/或除冰系统所要求的温度。

根据本发明前缘结构的其他可选特征：

-所述多轴复合结构包括由碳、铜或铝制成的加强纤维。

-所述多轴复合结构使用缝纫方法制成。

-所述多轴复合结构使用针缝方法制成。

-所述多轴复合结构包括角联锁类型的编织框。

-所述多轴复合结构包括加强纤维，所述加强纤维相对于所述结构的平面的法线倾斜定向。

-所述多轴复合结构包括加强纤维，所述加强纤维布置成平行于所述结构的平面的法线。

-所述加强纤维完全穿过或不完全穿过所述复合结构的厚度。

-所述前缘具有沿其轮廓的可变厚度，并且特别地，在其主要的弯曲部具有较大的厚度，在其端部具有较小的厚度。

-所述前缘根据热需求的不同，加强纤维的密度不同。

本发明还涉及一种进气口，值得注意的是其包括根据前面所述的前缘结构。

本发明还涉及一种用于飞行器发动机的机舱，值得注意的是其包括根据前面所述的进气口。

附图说明

参照如下描述，并基于仔细观察附图，将理解本发明的其他特征和优势，其中：

-图1是现有技术中进气口截面的纵向剖面示意图（参见本说明书的背景技术）；

-图2是根据本发明的第一实施例的进气口前缘的横向剖面示意图；

-图3和4是由复合材料制成的两个不同结构实施例的横向剖面示意图，该复合材料具有图2所示的前缘结构的角联锁型的编织框；

图5是图2的前缘结构的簇状复合材料结构的一个实施例的横向剖面示意图。

具体实施方式

在所有这些附图中，相同的或相似的编号指的是相同或相似的构件或构件的集合。

特别地如前面现有技术所描述，设计成结合至飞行器发动机舱的进气口的前缘结构包括前缘2（图1可见）和限定隔间的内纵向隔板，特别地，所述隔间设计成容纳除冰和/或防冰类型的防冰装置。

图2示出了根据本发明的前缘2或进气口唇缘的一个特定实施例。

根据一个可选实施例，前缘2可以是结构化的。

如之前所述，这意味着该前缘2除了空气动力学功能还具有结构化功能。

此外，力还可以由大小合适的内隔板3另外作出反应。

在一个可选实施例中，前缘2沿其轮廓具有可变的厚度，并且特别地，例如，在其明显的弯曲部具有更大的厚度，在其端部具有较小的厚度。

进一步地，前缘2由特定层堆叠而成。

在图2示出的第一个实施例中，前缘22包括热绝缘材料层20，在热绝缘材料层20顶部放置有除冰垫，该除冰垫由本发明的一个非限定示例中的芯体21形成，该芯体21夹在弹性材料22的两层之间。

整合至进气口唇缘2的芯体21设计成加热元件，该加热元件用于确保导电从而允许唇缘2的除冰和/或唇缘2的防冰保护。

隔热垫组件形成进气口唇缘的外表层。

需要注意的是，如图2示出，前缘2的不同层的厚度不是必须按比例的。

前缘2还包括设置在由隔热垫构成的组件顶部的复合结构23和绝缘部20。

根据前缘2的可选的实施例，复合结构23顶部还设置或不设置有抗腐蚀层。

如果可以，复合结构23和抗腐蚀层形成前缘2的内表层。

在一个可选实施例中，该多轴复合结构23为整体式结构。

“整体式”是指形成复合材料的不同层片（即，每层包括嵌入树脂的纤维）互相并排，不会有任何芯体插入到这些层片之间。

然而，其他可选实施例中提供了夹层类型的复合结构23。

夹层结构是由两个表层构成的复合合成结构，这两个表层可以是多轴的，并且被芯体隔开，在一个非限定示例中，该芯体可由蜂窝结构制成。

有利地，该复合结构23为在对冰敏感的区域的多轴复合结构。

因此它可以由一维（UD）和/或二维（2D）的层片叠加形成，该层片定向形成预成型件，彼此通过至少穿过它们厚度的加强纤维连接。

在非限定示例中，层片可由环氧碳或双马来酰亚胺碳（BMI）材料制成。

制造这种多轴整体式复合结构的方法，可包括干燥干纤维层的组件，该干纤维层与加强纤维利用缝纫或用针缝一起在厚度上形成预成型件以促进热性能。与图5相关的示例将在之后描述。

在可选实施例中，使用针缝方法，将预聚合或金属复合针插入。

因而，利用已知的注入或RTM(树脂转移模塑)技术，能确保通过树脂注塑来使获得组件的加强。

在一个可选实施例中，参照图3和4所示，提出的复合结构与加强纤维一起在厚度上通过编织、编结或针织以促进热性能。

进一步地，在前缘结构2的第二个实施例中，未示出，还可能提出第二多轴复合结构，该结构被插入到除冰垫和热隔离材料层20之间。

图3和4示出了多轴复合结构的两个可选实施例。

不限于这两个可选实施例。

图3中，示出了具有角联锁（interlock d’angle）类型（更特别地，三维角联锁类型）的编织框的复合结构23。

该框由三种类型的纤维（即，经向的纤维231、纬向的纤维232和穿过结构23的厚度的加强纤维233）编织而成。

因而，两两交错的第一系列纤维朝向结构平面的法线延伸，第二系列的纤维在结构23的平面内延伸。

该多轴的结构23还包括加强纤维233，该加强纤维成波形地穿过所有纬向纤维的堆叠层。加强纤维的定向相对于结构23的平面的法线倾斜。

优选地，该倾斜角为30°和60°。

图4中示出了具有角联锁类型（特别地，正交交互编织类型）的编织框的复合结构23。

该框由至少三种类型的纤维编织而成，其中包括在编织的经向和纬向方向上（即，结构23的平面）并堆叠或交错布置的两种纤维234和235，以及竖直定向从而加强结构23在厚度方向的强度的纤维，该纤维穿过其他两种纤维234，235以形成笛卡尔参考系（repère cartésien）。

增加了加强纤维236。加强纤维236基本平行于结构23的平面的法线，从而截断所谓的笛卡尔纤维。

因而他们可以形成一系列颠倒以及并列的“U”。

图5示出了多轴复合结构23的另一个可选实施例。

在该图中示出了多轴复合结构23通过簇绒法来缝纫，其中的加强纤维237在所述结构23的厚度上形成簇。

根据可选实施方式，可以考虑使加强纤维233，236不完全穿过复合结构23的厚度。

他们还可以热传导并且由碳、铜或铝制成，这些材料作为示例被引用。

根据本发明，结合使用整体式复合结构的加强纤维233，236和加热芯体231的热传导性能，从而满足除冰（尤其是电除冰）和/或防冰的需求，并且降低唇缘的内表层和外表层的温度差。

加强纤维233，236穿过复合结构23的厚度，并形成具有导电性的元件栅格，该元件栅格将参与唇缘2的内表层和外表层之间的热传导。

因此他们适合穿过复合结构23的厚度来驱散来自加热芯体的热量。

前缘结构2的热特性通过复合结构23的厚度上的加强纤维233，236的物理特性来显著地加强。

这确保了在复合结构23的厚度上的渐进的传导率以及唇缘2的内表层和外表层的温度差。

具有这种前缘结构，在保持与用于进气口唇缘2的结构化的必要厚度兼容的同时，不用局部地超过复合结构23的玻璃转变温度，就可获得必要的温度来执行除冰或/和防冰。

因而，根据本发明的前缘能够承受高的热应力和高的机械应力。

进一步地，能够降低进气口唇缘2的质量。

还需要注意的是，加强纤维233，236的密度根据热需求而改变。

当然，本发明绝不限于上面描述的实施例，也可以考虑任何其他多轴复合材料结构的可选方案。

Claims (12)

1.一种前缘结构（1），特别是用于飞行器发动机舱的进气口的前缘结构，包括前缘（2）和内隔板（3），所述内隔板（3）限定所述前缘（2）内的纵向隔间（5），所述纵向隔间（5）容纳除冰和/或防冰装置，其特征在于，所述前缘（2）由位于加热元件（21）顶部的至少一个多轴复合结构（23）形成，所述加热元件（21）设计成用于除冰和/或防冰。

2.根据权利要求1所述的结构，其特征在于，所述多轴复合结构（23）包括由碳、铜或铝制成的加强纤维（233，236）。

3.根据权利要求1至2所述的结构，其特征在于，包括使用缝纫方法制成的多轴复合结构（23）。

4.根据权利要求1至2中任一项所述的结构，其特征在于，包括使用针缝方法制成的多轴复合结构（23）。

5.根据权利要求1至2中任一项所述的结构，其特征在于，所述多轴复合结构（23）包括角联锁类型的编织框。

6.根据权利要求2所述的结构，其特征在于，所述多轴复合结构（23）包括加强纤维（233，236），所述加强纤维（233，236）相对于所述结构（23）的平面的法线倾斜定向。

7.根据权利要求2所述的结构，其特征在于所述多轴复合结构（23）包括加强纤维（233，236），所述加强纤维（233，236）布置成平行于所述结构（23）的平面的法线。

8.根据权利要求2至7中任一项所述的结构，其特征在于，所述加强纤维（233，236）完全穿过或不完全穿过所述复合结构（23）的厚度。

9.根据权利要求1至8任一项所述的结构（1），其特征在于，所述前缘（2）具有沿其轮廓的可变厚度，并且特别地，在其主要的弯曲部具有较大的厚度，在其端部具有较小的厚度。

10.根据权利要求2至9任一项所述的结构（1），其特征在于，所述前缘（2）具有的加强纤维（233，236）的密度根据热需求的不同而改变。

11.一种进气口，其特征在于其包括根据前面任一项权利要求所述的前缘结构（1）。

12.一种用于飞行器发动机的机舱，其特征在于其包括根据权利要求11所述的进气口。

Images