CN105764794B - 飞机发动机机舱入口的除冰装置及其制造方法，和飞机发动机机舱 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种除冰装置，该装置包括与前隔板(37)一体形成的皮科洛管(43)，该前隔板(37)用于限定穿孔前唇(36)的内容积。皮科洛管(43)与降噪蜂窝结构(44)接触，该降噪蜂窝结构(44)设有穿孔和通道，以循环由皮科洛管(43)输送的热空气，除冰热空气通过蜂窝结构(44)的穿孔和通道扩散到面向前唇(36)的穿孔上。
Description
技术领域
本发明涉及一种用于为飞机发动机机舱的进气口除冰的装置。也涉及一种用于制造这种除冰装置的方法，以及设置有这种除冰装置的飞机发动机机舱。
背景技术
在现有技术的情形下，飞机发动机机舱进气口形成的冰所引起的技术问题已经得到解决。技术问题是由放置在潮湿空气流路中的飞机前缘的存在而引起的，使得渗透在空气流路中的前缘产生的压力导致冰层堆积，逐渐堆满前缘。
文件FR-A-2.912.781中具体描述了一种解决方案，用于前缘的除冰，无论该前缘是飞机机翼或尾翼单元边缘或是机舱进气唇缘，但其内部衬有用于降低噪声的材料或蜂窝结构。在这份文件中，描述了一种添加在飞机表面的声学处理涂层，特别是在前缘，例如飞机机舱的进气口。该涂层包括声阻层、至少一个蜂窝结构和反射层。该蜂窝结构包括一方面在第一假想面上、另一方面在第二假想面上的多个管道开口。
在现有技术的这种情形下，该蜂窝结构包括布置在一些管道侧壁的切口或孔，允许相邻的管道连通，以便产生连通管道网，隔离至少一个管道或一组不连通管道，连通管道中的至少一个连接到至少一个热气供应源。
很难在蜂窝结构的单元壁上实现切口和孔。这需要花费大量的加工时间并且不允许实现大型的蜂窝结构。此外，蜂窝结构中的热空气分布并不是最优的，这也增加了热空气的分布压力，而且并不总是可行的。
在现有技术的另一种情形下(见FR-A-2.981.049)，在单元壁上刺穿切口或孔来构成管道，被替换成在预定放置于机舱表层内表面的声吸收材料的表面开槽，该表面对着机舱的进气口，向内面向机舱，在涡轮喷气发动机的情况下面向风扇叶片。这种表层本身即刺穿有穿孔或微穿孔因此与构成的槽流体连通。在现有技术的这种情形下，当控制除冰作业时，环形皮科洛管通过源自热空气发生器或源的管道供应热空气。热空气通过本身穿孔的皮科洛管扩散，并进入蜂窝结构内表面的槽，随后可以通过发动机机舱进气口的内表层的穿孔或微穿孔扩散。因而在机舱的进气口产生了除冰效果。
在现有技术的其它情形下，槽是对蜂窝结构工作的改进。但其并不特别适于通过皮科洛管的热空气的主要分布。
发明内容
本发明提供了一种解决现有技术中的缺点的方案。实际上，本发明涉及一种用于为飞机发动机机舱的进气口除冰的装置。除冰装置为包括热空气发生器或源的类型，该发生器或源通过至少一个管道连接到皮科洛管，该皮科洛管被设置与发动机机舱的前唇缘的内部容积相关，该前唇缘设有穿孔，以利于除冰热空气的流动。至少一个降噪蜂窝结构布置在进气唇缘穿孔表层的至少一个部分。蜂窝结构为具有多个管道的类型，该多个管道用于通过皮科洛管扩散的热空气的循环。
根据本发明的主要特征，皮科洛管具有集成到隔板的环形轮廓，隔板用于限制进气唇缘的内容积并设有多个穿孔，以便通过该限制隔板实施来自于热空气发生器或源的一个或多个管道携带的热空气的扩散，并且蜂窝结构至少部分地设置在皮科洛管的一部分和面对进气唇缘的限制表层内表面的一部分之间。
根据附加特征：
皮科洛管的轮廓根据前唇缘的形状和/或限制隔板确定，以优化除冰效率；
面对皮科洛管的一部分用于限制降噪蜂窝结构的表层；
皮科洛管由至少一个热空气管道供应除冰热空气，该热空气管道通过限制隔板的孔连接到除冰热空气发生器或源；
除冰热空气发生器或源被设置在机舱的中间隔板后方的区域，该中间隔板位于前隔板的后方，皮科洛管集成在前隔板上，并且管道穿过所述前隔板和所述中间隔板的孔。
在蜂窝结构中执行热空气循环的通道，被设在蜂窝的高度的至少一部分上并且通向收集器，所述收集器设置在前唇缘的内表层的侧上和蜂窝结构的后部处且由至少一个出口管连接，所述出口管通向前唇缘的外表面的孔，其中通道设置在未设有声学穿孔、但设有释放点的蜂窝结构区域中，所述释放点用于将除冰空气喷射在蜂窝结构的内表层和/或外表层上。
本发明还涉及一种制造飞机发动机机舱的进气口部分的除冰装置的方法。所述方法至少主要包括如下的步骤：形成环形前唇缘，该环形前唇缘设有唇缘的声学处理所需要的穿孔；布置降噪蜂窝结构，该降噪蜂窝结构设有通道，所述通道用于循环通向多余热空气收集器的除冰热空气；形成环形皮科洛管，该环形皮科洛管利用穿孔穿透以将由来自于除冰热空气发生器或源的热空气管道提供的除冰热空气扩散，皮科洛管的轮廓适应于前唇缘的形状和所述蜂窝结构的外表面；通过皮科洛管的内边缘将皮科洛管紧固到面向前唇缘的下表面；形成用于封闭前唇缘的内容积并且开始于皮科洛管的前隔板；以及一方面将所述前隔板通过其外边缘和内边缘借由铆接紧固到面向前唇缘的表面,另一方面将其通过铆接紧固到面向皮科洛管的调整边缘。
根据另外的特征，该制造方法包括形成用于除冰空气和/或多余热空气收集器的循环通道，其中通过至少部分加工单元组或通过部分粘合堆叠板来制造单元而使通道通向蜂窝结构，以便通过板堆叠的膨胀制造至少一个确定宽度的气道通道。
本发明进一步涉及一种飞机发动机机舱。机舱包括用于根据本发明的方法制造、根据本发明限定的其进气口部分的除冰装置。
附图说明
使用描述和图示可更好地理解本发明的其它特征和优点，其中：
-图1展示了一种根据现有技术的除冰装置；
-图2展示了一种根据本发明的实施例的除冰装置；
-图3是一种解释图2的除冰装置的操作模式的图；
-图4展示了根据本发明的实施例的另一个除冰装置的细节；
-图5a到5c展示了用于制造根据本发明的除冰装置的方法中的三个步骤；
-图6和7展示本发明的除冰装置中使用的蜂窝结构的第一实施例的两个视图；
-图8展示本发明的除冰装置中使用的蜂窝结构的第二实施例；且
-图9到11展示本发明的除冰装置中使用的蜂窝结构的第三实施例的三个视图。
具体实施方式
在图1中，展示根据现有技术的除冰装置。展示飞机发动机机舱的首先进入气流路径的前部部分。
在下文中，因为上部位置中仅仅展示机舱的进气口部分的一部分，所以将被写为进气部分指向机舱的前部。所展示部分是相对于机舱的对称轴或纵轴的上部部分，所展示部分围绕所述对称轴或纵轴旋转以产生所描述的不同环形形状。“上部”或“下部”是指顶部位置中展示的唯一部分上展示的部分，即，分别在输入部分的“外”表面和“内”表面处。
机舱具有围绕设置在所画进气部分的图示中的下表面(并且未示出)的中心轴的轴对称性。机舱的进气部分包围涡轮喷气发动机(未示出)的风扇或飞机发动机的任何其它进气配置。其在飞机发动机的空气供应中发挥重要作用，使得如上所述，冰形成趋向于减小进气口表面，这限制了空气流速并且因此限制了发动机功率。
机舱的进气口部分包括外罩1，所述外罩1联结到“C”型前唇缘3，所述前唇缘3本身联结到机舱的内表层(未示出)处的图示的下部部分，在涡轮喷气发动机的情况中面向风扇。外罩1、前唇缘3和内表层至少部分设有蜂窝结构，如设置在前唇缘3的内表面上、在其图示的下部部分中面向机舱的纵轴的蜂窝结构4。
前隔板2设置在前唇缘3的外部与前唇缘3的内部之间，基本上设置在一方面与外罩1且另一方面与机舱的进气部分的内部的未标示的内表层的相应连接处。前隔板2具有冲孔，除冰热空气管道的孔9穿过所述冲孔安装。两个热面板10和11设置在前隔板2的任一侧上，以便确保相对于前隔板2的材料热隔离吹入的热空气。
第三热面板12由合适构件(未示出)紧固在除冰热空气管道的孔9的前侧、在由前唇缘3和前隔板2限制的容积内部。第三热面板的安装和其轮廓被计算，以便确保由前唇缘3和前隔板2限制的整个容积中的除冰热空气的确定扩散。所吹入热空气由在前唇缘3的表层上和蜂窝结构4上执行的穿孔和微穿孔排放到外部，使得除冰热空气根据图示中展示的箭头而排放。
由热空气管道的孔9传送的热空气由热空气发生器6-9传送，所述热空气发生器6-9设置在前隔板2下游，并且热空气由热空气源供应主热空气作为在飞机发动机自身附近流动或从发动机的压缩机中提取的空气。这样的热主空气5是由已知构件取得并且被收集在主热空气进气管道6中以进入热空气调节器7上，所述热空气调节器7的出口管路具有喷嘴8，所述喷嘴8限制行进到连接到前唇缘2的内容积的热空气管道的孔9的再调节热空气流速。
优选地，安装控制回路以控制可以由具有受控流速的至少一个电磁阀组成的调节器。用作调节器7的电磁阀，一方面受控于由设置在飞机的座舱处的控制部件和/或由检测机舱的进气部分中的冰的产生的安全部件产生的除冰控制信号(未示出)，且另一方面受控于由设置在热空气管道的孔9附近的压力传感器13产生的电磁阀6的可变孔的信号15。
为了克服上述缺点和其它缺点，本发明提供了若干有利配置。首先，在图2展示的第一实施例中，现有技术中描述的热空气发生器(参照图1)向机舱后部移动超出前隔板37和中间隔板38。这种向后配置使得能够减少进入大区域中的机舱的内部环形容积的混乱，并且另外使热空气发生器接近维修时较容易进入的机舱的区域。
为此，热空气管道40被承载在安装于前唇缘36的后部的前隔板37与安装在罩35与机舱的内表层之间的中间隔板38之间。前隔板37是用于限制前唇缘36的内容积的隔板，除冰热空气将在前唇缘36的内容积中扩散。热空气管道40通过其两端安装在前隔板37和中间隔板38的对应孔上。在隔板38上，热空气管道40的孔42设有支撑且密封凸缘41。
热空气管道40的前端(图中左侧上)穿过前隔板37并且穿过设置在前唇缘36的内容积的底部部分(最靠近机舱的纵轴-未示出)中的皮科洛管43。皮科洛管43设有数量、分布和截面是由结构确定的穿孔。皮科洛管的截面根据包括扩散穿过皮科洛管的热空气流的流速、压力的热动力特性和前唇缘的内部几何形状来调整，以在执行穿过前唇缘36的穿孔和微穿孔(未示出)处产生热空气流速的确定轮廓。
提供热空气压力和流速的这种确定轮廓以便使除冰效果在机舱的进气部分处是最优的。
在图2的例证实施例中，皮科洛管43的截面基本上再现如随后将详述的前隔板37的内部轮廓。
在实施例中，前唇缘36的内面涂布有降噪蜂窝结构44。如在图1描述的现有技术中，蜂窝结构44被设置在内部上、机舱的进气部分的机舱纵轴(未示出)的侧上。蜂窝结构因此具有图中与前唇缘36的内表面接触的下表层和与皮科洛管43的下表面接触的略高表层。预期皮科洛管43的下表面用作降噪蜂窝结构44的上表层。
降噪蜂窝结构44的上表层本身设有允许从皮科洛管中发出的热空气流通过的穿孔。随后将详述其它配置。
在图3中，示出了一种用于解释其运行的图2的布置。皮科洛管43由金属板材形成，优选为根据除冰空气的最大温度的铝、钛或镍合金的金属板材。且其具有与面向前隔板37的表面连接的上部分47。形成皮科洛管43的板材或片材的下部分从而平行于降噪蜂窝结构44，其中降噪蜂窝结构44固定至前唇缘36的下部分的内面上。来自热空气管道40的热空气穿过设置在前隔板37内的孔46，其充满皮科洛管43的内容积，并通过蜂窝结构44的单元45根据图3所示的箭头扩散穿过穿孔。
在另一实施例中，热空气通过唇缘36的穿孔(未示出)从蜂窝结构44中排出。
根据上述内容，可理解的是，皮科洛管43形成围绕机舱的纵轴(未在附图中示出的部分中示出)设置成抵靠在前唇缘36的容积中的前隔板37上并整合至该前隔板37的环。同样地，示出了单一的热空气管道40。若干类似于管道40的管道可根据需要设置成围绕着机舱的纵轴，以提供足够的热空气。
在图4中，示出了根据本发明的除冰装置的另一实施例。视图为在机舱的上部分的空间中部分地查看的部分的视图，其大体上由穿过机舱的纵轴(未示出)的垂直面剖切。图3和图4中相同的元件具有相同的附图标记。
前唇缘36和前隔板37一起被示出，并部分地示出蜂窝结构44。蜂窝结构44的后部分包括空环形腔50，其中空环形腔50作为通过蜂窝结构44收集从皮科洛管43吹出的热空气的收集器。收集器管道51允许将该热空气通过设置在前唇缘36的上表面上的孔52释放至外部，其中出口管51的顶端连接至孔52上。
管道51的另一端或底端通过前隔板37和皮科洛管43的下边缘或底脚49与环形腔或收集器50相连通。
同样在前唇缘的上部分上示出了穿孔53，其由使前唇缘的内容积与外部空气相连通的同一环形孔的两半部组成。
在图5a～5c中，示出了用于制造根据本发明的飞机发动机机舱的进气部分的除冰装置的方法的若干步骤。
在图5a中，示出了形成前唇缘36的初始步骤。简单而言，仅仅示出了前唇缘的上部分，整个形状大体上通过围绕着机舱的纵轴(未示出)旋转获得。前唇缘36根据使用的材料通过任何公知的方式形成，尤其是通过车削或冲压铝板材或钛板材的方式。
在图5b中，示出了制造过程的下一步骤，其中在该步骤结束时，蜂窝结构44已锡焊或焊接或结合在前唇缘36的内表面55上。接着，形成皮科洛管43后，设有穿孔的皮科洛管43固定至蜂窝结构44的上表层56上。另外，皮科洛管43的内边缘57固定至前唇缘36的内表面55上。
皮科洛管43的形成可通过不同的方法实现，包括车削、冲压、超塑性变形和热成形。
在图5c中，示出了本发明的制造方法的下一步骤。形成前隔板37或限制前唇缘36的内容积的隔板后，如图所示，隔板从后部(至图中右边)安装至前唇缘36的内部中。前隔板37的弯曲边缘从而铆接至前唇缘36的上表层上的58。皮科洛管43的上边缘从而铆接在前隔板上的59处。前隔板37的下边缘(如图)铆接在前唇缘36的下表层上的60处，以便接下来安装除冰装置的其他设备，在由此配备的前唇缘36安装在机舱的其余部分的情况下，尤其是安装热空气管道和热空气发生器。
在图6中，示出了用于与本发明的皮科洛管一同使用的蜂窝结构的一个实施例。在蜂窝结构44安装在前唇缘中时，图6通过平行于该结构的上表面和下表面的平面示出了蜂窝结构44的单元的一个截面，在前述附图中示出的上部分上。
为了执行图6的顶部处的上表层(未表示)与图6的底部处的下表层(未表示)之间的热气道通道，通过完全或部分加工，至少部分移除六边形单元的一行或多行。因此通道71形成在已整体保持的两个单元组70与72之间。蜂窝结构的上表层和下表层从而在所保持单元处完好无损的同时利用穿孔或微穿孔仅仅穿透到通道的右侧作为通道71。然而，下表层经声音处理至由已调整的微穿孔保持的单元组的右侧。还应当注意，蜂窝结构的上表层还被皮科洛管43的对应部分执行且蜂窝结构43的下表层被前唇缘36的下表层45的一部分执行。
在图7中，在上表层处分段的单元板是以透视图表示，使得通道75和76由与已保持且用作于限制通道75的边缘的相邻单元78相比已部分加工为单元77的单元构成。构成了若干热空气循环通道。
图8表示另一个实施例，其中已加工单元被对准为根据对角线形成热空气循环通道84、85。标记为“前面”的箭头意指安装蜂窝结构时前唇缘的前缘的方向。在热空气循环通道84、85处对准的点(如点80和81)表示在外表层上执行并且因此与皮科洛管的热空气关联的穿孔。穿孔80、81的密度和直径被确定为根据从穿孔到前缘的距离而改变，以根据要除冰的区域调整热交换。
当蜂窝结构安装在机舱的前唇缘中时，由穿孔80、81从皮科洛管吹入的热空气循环的通道84、85相对于径向方向倾斜。通道84、85通向尤其在图4中表示的在附图标记50下方的出口收集器86。收集器86的一端通向出口管87，该出口管87已在图4中和管51一起被描述。
图8中表示的四个通道通过加工或者移除限制通道并且带有附图标记88到91的单元组之间的单元或单元部分而形成。
在图9中，表示蜂窝结构的另一个实施例，其中热空气循环倾斜通道是由另一构件穿透。类似于图8的收集器86和图4的收集器50的收集器86设有类似于图4的出口管51的热空气出口的相同管87。
通道100到103在单元的制造期间执行。众所周知，单元首先是由金属板的堆叠产生，该金属板承载在该堆叠的板间交替的接合区域。因此，堆叠中的接合区域从来不会与另一个直接相邻的接合区域重叠。接着，该堆叠经历膨胀操作使得接合区域保持成对镀敷。
为了实现两个单元组之间的通道，本发明不打算实现用于实现蜂窝结构的金属板的先前堆叠的两块板之间的接合。使用下图10和11将更好地理解该技术。但是可以看出，可实现倾斜通道作为指向机舱的前缘或机舱的前唇缘的前缘的蜂窝结构的前侧之间的通道100到103，而且根据将被带到收集器86和出口管87的热空气流速来获得可变的通道宽度。
在图10中，表示用于实现蜂窝结构的金属板的堆叠的两块板107和108。布置两块板107与108之间的接合区域106并且执行堆叠的膨胀。接合区域106的两侧上的带成一定的角度，使得形成六边形截面的蜂窝。通过重复由堆叠的整个长度上的接合区域和自由区域组成的图案并且通过利用该图案在堆叠的不同板上移位倍增堆叠的板，因此产生降噪蜂窝结构的蜂窝传统部分。
在图11中，为了实现由本发明的皮科洛管传送的热空气循环通道，在希望产生蜂窝结构中的热空气管道或通道的区域中，表示金属板的堆叠中的两块板109和110。由剖面线表示的接合区域被中断，使得在箭头112的方向上表示的膨胀期间，形成打开两块板109和110之间的管道或通道的翼片111。通道或管道的打开程度以及通道宽度可通过布置所保持接合区域的长度和/或宽度来调整。
因此，可知本发明的特征允许：
-相对于现有技术中提供的简易热空气循环，提高了从热空气发生器中发出的热空气与结冰表面之间的交换效率，气道截面可以被优化为将热交换最大化；
-相对于现有技术的除冰装置的效率，除冰效率的热空气流速降低；
-通过将皮科洛管集成到蜂窝结构(其用作上表层)，来降低本发明除冰装置组件的重量；
-由于皮科洛管允许增加交换且从而在低压及低温下操作，除冰有可能具有较冷空气和较高流速；
-前唇缘、降噪蜂窝结构和/或铝制前隔板的实现，其相较于传统的钛制方案降低了成本；
-降噪蜂窝结构还可被粘合而非焊接到前唇缘的内表面，防止制造期间发生过热。
Claims (8)
1.一种用于对飞机发动机机舱进气口进行除冰的除冰装置，这种类型的除冰装置包括热空气发生器，所述热空气发生器通过至少一个管道连接至皮科洛管，所述皮科洛管被设置与所述机舱的前唇缘的内容积相关，所述前唇缘设有穿孔和至少一个降噪蜂窝结构，所述穿孔用于除冰热空气的流动，所述降噪蜂窝结构设置在进气唇缘的穿孔表层的至少一部分上，所述蜂窝结构为具有多个通道的类型，所述多个通道用于循环由所述皮科洛管扩散的热空气，其特征在于，所述皮科洛管(43)具有集成到用于限制所述前唇缘(36)的内容积的前隔板(37)的环形轮廓，所述皮科洛管(43)设有多个穿孔，以通过所述前隔板(37)执行来自所述热空气发生器由一个或多个管道(40)供应的热空气的扩散，所述蜂窝结构(44)至少部分设置在所述皮科洛管(43)的一部分和面向限制所述前唇缘(36)的表层的内表面的一部分之间，以及所述蜂窝结构(44)具有与皮科洛管(43)的下表面接触的表层，面向所述皮科洛管(43)的一部分用作限制所述蜂窝结构(44)的表层。
2.根据权利要求1所述的除冰装置，其特征在于，所述皮科洛管(43)的轮廓根据所述前唇缘(36)的形状和/或根据所述前隔板(37)来确定，以优化除冰的效率。
3.根据权利要求1或2所述的除冰装置，其特征在于，所述皮科洛管(43)通过至少一个热空气管道(40)来供应除冰热空气，所述至少一个热空气管道(40)通过所述前隔板(37)的孔(46)连接至所述除冰热空气发生器。
4.根据权利要求3所述的除冰装置，其特征在于，所述除冰热空气发生器被设置在所述机舱的中间隔板(38)后端的区域，所述中间隔板(38)位于所述前隔板(37)的后端，且所述皮科洛管(43)集成在所述前隔板(37)上，管道(40)穿过所述前隔板(37)和所述中间隔板(38)的孔。
5.根据权利要求中1或2所述的除冰装置，其特征在于，在所述蜂窝结构(44)中执行的热空气循环通道(71；75、76；100-103)，在至少单元的高度的部分上获得且通向热空气收集器(50；86)，所述热空气收集器(50；86)设置在所述前唇缘(36)的下表层(45)的一侧且在所述蜂窝结构(44)的后部，且由至少一个出口管(51；87)连接，所述至少一个出口管(51；87)通向所述前唇缘的上表面的孔，以及所述通道设置在未设有声学穿孔、但设有释放点的蜂窝结构区域中，所述释放点用于将除冰空气注入(80)到所述蜂窝结构(44)的上表层上。
6.一种用于飞机发动机机舱的进气口部分的除冰装置的制造方法，其特征在于至少包括如下的步骤：
形成设有声学穿孔的环形前唇缘(36)；
布置蜂窝结构(44)，所述蜂窝结构(44)设有通道，所述通道用于循环通向热空气收集器(50；86)的除冰热空气；
形成环形皮科洛管(43)，所述环形皮科洛管(43)穿有穿孔，以扩散来自除冰热空气发生器由热空气管道(40)提供的除冰热空气，所述皮科洛管(43)的轮廓适合于所述前唇缘(36)的形状和适合于所述蜂窝结构(44)的上表面；
将所述皮科洛管(43)通过其下边缘(57)紧固到面向所述前唇缘(36)的下表面；
形成用于关闭所述前唇缘(36)的内容积且从所述皮科洛管(43)开始的前隔板(37)；以及
一方面将所述前隔板(37)通过其上边缘和下边缘借由铆接(58、60)紧固到面向所述前唇缘(36)的表面，另一方面将其紧固到面向所述皮科洛管(43)的适应边缘(59、60)。
7.根据权利要求6所述的制造方法，其特征在于包括，形成热空气循环通道(71；75、76；100-103)和/或所述热空气收集器(50；86)，其中通过至少部分地加工单元组(77)或通过部分地粘合(106、111)堆叠板(109、110)来制造单元，而使所述通道通向所述蜂窝结构(44)；从而通过所述堆叠板(109、110)的膨胀(112)制造至少一个具有确定宽度的除冰热空气循环通道(100)和/或所述热空气收集器(50；86)。
8.一种飞机发动机机舱，其特征在于，包括根据权利要求1至5中任一项所述的除冰装置，所述除冰装置根据权利要求6或7所述的方法制造。
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