CN110087994A - 配备有结构上集成的除冰系统的飞机 - Google Patents
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Abstract
一种飞机(A)，至少包括构件部分(1,2,3,4,5,6,7,8)，该构件部分设有适于消除和/或防止冰在所述构件部分上的形成的热除冰装置(S)，所述除冰装置(S)直接集成在所述部分(1,2,3,4,5,6,7,8)的结构中。
Description
技术领域
本发明涉及一种配备有结构上集成的除冰系统的飞机。
背景技术
本发明有利地应用于民用或军用航空领域，以及导弹和/或空间应用，以便消除和/或防止在飞机的构件部分上形成冰，特别是但不仅仅在飞机本身的机翼和/或螺旋桨和/或发动机风扇上，下面的描述将明确地参考其，而不会失去一般性。通常在飞机中，某些部分或区域(例如，机翼的前缘、前缘的襟翼(缝翼、槽等)、扰流板、空气制动器、发动机空气进气口的入口边缘、发动机的风扇叶片和/或螺旋桨)安装有除冰或去冰单元，其具有的特定目的是消除和/或防止冰在部分本身上形成。目前已知的并且被广泛使用的这种类型的热除冰单元包括各种复杂的子系统，包括加热空气的分配管、加强件和用于支承它们的支架、连接件、喷嘴、回收系统等，其适于通过铆接、胶合或焊接来牢固地连接到机翼的主要结构上。这种多个的分离构件只会增加飞机的成本以及相关维护的复杂性和时间。必要的控制检查导致操作成本的进一步增加并减少飞机的操作时间。
此外，这种非常复杂的多构件构造并不总是优化除冰热空气的流体力：通常，存在具有低热效率的低效系统，其迫使更多热空气从马达排出，降低其性能。该系统的最后的缺点显然是增加到飞机上的重量，该重量从有酬载荷中减去。
具体地，涉及除冰系统的宽泛现有技术包括以下专利文献：授予Corusso的US1703612描述了如果从双翼飞机的发动机排出的气体通过机翼内部，其如何能够用作除冰系统，也通过消除废气的噪音来用作消音器；
从附图中可明显看出，授予Sikorski的US1879717旨在使用机载气动系统，不但用于可移动表面的运动，而且用于压碎冰或除冰；
授予Goodman的US2328079提出使用固定在前缘上的可膨胀元件，通过废气热空气吹气，废气热空气避免冰形成；
授予Murray的US2390093使用多孔前缘，除冰流体通过其在空气动力学表面上在外部流动，并且因此以此方式防止冰形成；
授予Schmidt的US2447095首次引入了一种热除冰系统，该系统由将热空气带到面板(panel)的内表面的管组成，面板的内表面可能是穿孔的；
授予Barrick的US2470128描述了一种用于其中具有管的前缘的构造技术，其促进靠近外板的空气的强制路径。该解决方案使用许多波纹状预成型区段；
授予Smith的US2478878描述了一种由管道组成的热除冰系统，该管道被铆接以产生加热外板所需的间隙。该组件由许多构件组成；
授予Palmatier的US2556736描述了一种用于旋转例如直升机桨叶等的结构的除冰系统。该结构由空气通道和管道组成，这些通道和管道总是通过铆钉紧固到支承结构，其中增加了重量、增加了维护成本和增加了相关时间；
授予Gallay的US2737874还提出了一种用于机翼和飞机的其他部分的通过管道的加热和通风系统，该管道还可通过改变其温度来进行空气的调节；
授予Knowler的US4615499提出了一种具有伸缩管的热除冰系统，用于航线飞机(lineraircraft)的缝翼；
授予Rudolph的US4741499提出了一种热除冰系统，通过从压缩机或从合适的燃烧器中取出空气来电气地并机械地与用于产生热空气的系统一起加热机翼的边缘；
授予Cole的US4752049描述了一种用于热缝翼的除冰系统，该系统利用热交换室来存储热空气并通过加热缝翼的外板来使其分散，并且这样做也除去其后面的部分上的冰；
授予McLaren的US5011098描述了除冰系统的特定布局及其通过压制成形的相关制造方法。该系统是具有多个管道的热系统，多个管道吸入热空气并通过加热金属板来并将热空气分配在金属板的内壁上。制造方法确保没有铆钉或胶合；
授予Rudolph的US5114100公开了一种用于飞机机翼前缘的系统，其中热空气输送通过管到达面板腔体，并且热空气从那里输出到外部以控制层流；虽然它利用了面板传导性，但该专利没有将该系统集成在主要结构中，并且没有解决多个部分连接的问题，从而增加了生产和维护成本；
授予Rauch的GB2319943提出了一种电除冰系统，其中传导条通过胶合而附接在主要结构上，并且在加热时导致冰融化或防止冰的形成。如今，由于需要大量的电功率，这种解决方案不适用于大尺寸的飞机；
授予Tenebre的US8146866示出了一种方法，该方法使用由压电元件网络或网格产生的超声波来产生波，该波防止或消除在机翼前缘上积聚的冰；
授予Nobuo的US0181093使用波发生器在飞机前面产生压力波，该压力波在散布水滴冲击金属板之前使其固化。
重要的是要强调，上述专利文献都没有描述直接集成到飞机的主要和空气动力学结构中的成单个固态件的除冰系统，而不需要成形、铆接、胶合等，这些会导致飞机的生产和管理成本的不期望的显著增加，以及导致相对维护的高复杂性和大量持续时间。
发明内容
因此，本发明的目的是提供一种配备有除冰系统的飞机，该除冰系统能够消除上述现有技术的缺点。
附图说明
本发明的结构和功能特征及其与已知现有技术相比的优点将根据以下权利要求、且特别是根据参考附上的图1至15中的附图对以下描述的讨论变得更加清楚和明显。
具体实施方式
具体参考附图1，示出了飞机并且其结构组成部分由附图标记1-7表示，其中有可能以直接集成在部分本身内的方式布置除冰系统：1、2和3指的是机翼前缘(前缘的襟翼)的固定和可延伸位置两者。由于集成到输送热空气的管道的结构面板中而使这成为可能；4指出稳定器在前缘上的可能应用点，而5指出位于漂移前缘的另一个可能点；6指出完全夹层的小翼，其具有小梁结构芯，小梁结构芯集成在除冰管道中；最后，7指出作为除冰系统的可能位置的机翼的后部。
根据图2所示的替代方案，提出了飞机A的另一部分，其中除冰系统可直接集成，即在飞机本身的发动机M中。通过这种方式，除冰系统不会使飞机结构增加重量并且避免了形状复杂化，因此它可如8所示安装在发动机机舱上，或如9所示安装在空气进气口的前缘上，或者也可如10所示直接集成在风扇结构内。因此，有可能获得一种完全由增材制造制成的风扇或螺旋桨叶片，其中结合有除冰系统。
如图3至图6所示，飞机的除冰系统S包括：外金属板11，其构成飞机A的空气动力学表面，其本身与多层面板芯12以单件形式制成；单个管13，其传递从发动机压缩机排出的热空气并通过槽14将其分配到非随机泡沫；多层面板内部的层15，其也整体地以单个构件制成；外部层16；多层面板17；热空气进气口的槽18；管道19，其承载来自源的所述热空气；以及多层面板的内部层20。在图4中，描绘了箭头以解释系统的热空气的路径：空气流通过中心管然后通过槽18或通过合适的孔(未示出)进入小梁芯，然后通入小梁并且进入机翼结构到达弯曲面板的末端，到现在空气流冷却。
图5示出了系统S的变型，其使用多个输送管代替单个管。该解决方案也可以单个构件制成并且具有选择性地将空气传递到可变数量的管中的一个中的优点，以便通过仅在必要时将其定位来优化除冰：这种替代包括：外部层21；具有蜂窝状结构的小梁芯22；而23是指管中的一个，其可具有与所设想的不同的区段；另一个管24，其总是以单个构件、并且以不同的形状和尺寸的单个构件、也以垂直发展集成在结构中；可由一系列小孔组成的空气入口槽25；以及多功能面板内部的结构26。
图6以截面示出了图5中所示的构件：面板的外部层27；小梁芯28；集成在面板内部部分的管的第一管29和第二管30。
重要的是要注意，正如31所强调的那样，这种管可具有不同的形状和尺寸，并且还可在长度上变化以在需要时优化多功能结构的除冰功率；点32还强调了多层且多功能面板内部的平坦部分。如图7所示，示出了上述多功能结构的细节：33表示夹层面板的外层，其也用作空气动力学表面；而34反而表示内部结构，这里示出为中心体开放结构。附图标记35和36示出了通过孔37和38连接到小梁结构区域的热空气输送管。
图8示出了图7的细节的截面，其中39示出了小梁结构和外表面之间的不间断接头，其以单个元件制成而没有焊接或胶合。应该注意，称为40的单元的形状可具有不同的几何形状和尺寸。41表示从管到蜂窝状结构的热空气的出口孔，其也可用槽代替。42表示输送管，而43表示管与结构本身之间的连续性，以便增加系统的机械和热力学性质。
图9至图14示出了为实现上述系统部分而提出的一些蜂窝状结构：图9表示四面体或Kelvin结构；图10是中心体立方体；图11是嵌套立方体结构的组合；图12是具有中心面的立方体结构；图13由中心体立方体形成，在该立方体上由于技术原因从中删除水平梁；图14示出了没有框架梁的体心立方体结构。最后，图15示出了所选择的生产过程，其允许以单件形式建造飞机A的构件部分：在制造室内，刮刀或辊子，其将粉末从罐拖到移动制造台；适当偏转的激光或电子束，其选择性地熔化构件的区段(例如外层、管和蜂窝状芯)，熔化后，台降低并散布新的粉末层，其再次以选择的方式熔化。
因此，本发明解决了来自涡轮发动机压缩机的热空气过量排出的问题，允许高于30％的降低。需要这种排放以便防止在飞机的空气动力学表面的前缘上形成冰。
此外，开放单元和闭合单元、非随机蜂窝状结构用于同时在夹层面板内进行结构功能和除冰功能；由于采用了建设性技术，作为可直接安装在飞机上的单件，其减少了部分的数量；通过胶合、铆接或焊接的联接结构和系统的问题被消除或大大减少到最小，并且消耗显着减少。
然而必须强调的是：热效率，这要归功于通过蜂窝状结构内部通道适当产生的湍流，这使热空气与外表面的热交换最大程度增大；结构效率：通过将整个系统(也是歧管)集成到结构中，可获得重量的显着减轻；通过消除铆钉、焊接或胶合来对疲劳进行结构改善；通过消除外部铆接实现空气动力学改善；减少部分的数量，这允许了更简单、更快速的安装和维护；其允许不同版本，其中不同除冰构造可根据行程路线以完全可互换的方式安装，以最大限度地减少排出的空气和系统的重量；选定的制造过程、AM粉末床允许了混合的固体小梁结构以单个构件产生，从而消除了焊后/钎焊控制的成本以及废料的成本；该过程降低了对环境的影响：通过仅熔化所需的材料(在高性能应用的情况下为铝或钛合金)，避免了由于切屑去除的浪费。另外，不受污染的不合格部分可再次气体雾化以产生新的粉末；关于风扇和螺旋桨的应用，消除了具有重要系统优势(无滑动接触)的除冰所需的电功率；消除了目前大多数除冰系统中存在的压制成形技术的模具成本；消除了尺度效应，使得几乎可在不增加成本的情况下改变面板的几何形状：这样，即使是由于成本问题而现在无法从热除冰系统中受益的小型系列飞机(通用航空)，也可从中受益。
Claims (11)
1. 一种飞机(A)，至少包括构件部分(1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8)，所述构件部分设有适于消除和/或防止冰在所述构件部分上的形成的热除冰装置(S)，其特征在于，所述除冰装置(S)直接集成在所述部分(1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8)的结构中。
2. 根据权利要求1所述的飞机，其特征在于，所述部分(1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8)包括机翼(1, 2, 3)的固定的或可延伸的前缘。
3. 根据权利要求1所述的飞机，其特征在于，所述部分(1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8)包括稳定器(4)的前缘。
4. 根据权利要求1所述的飞机，其特征在于，所述部分(1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8)包括漂移(5)的前缘。
5. 根据权利要求1所述的飞机，其特征在于，所述部分(1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8)包括小翼(6)。
6. 根据权利要求1所述的飞机，其特征在于，所述部分(1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8)包括机翼的顶表面或后部(7)。
7. 根据权利要求1所述的飞机，其特征在于，所述部分(1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8)包括所述飞机(A)的发动机组(8)的部分。
8.根据权利要求7所述的飞机，其特征在于，所述部分包括所述发动机组(8)的机舱。
9.根据权利要求7所述的飞机，其特征在于，所述部分包括所述发动机组(8)的空气进气口(9)的前缘。
10.根据权利要求7所述的飞机，其特征在于，所述部分包括所述发动机组(8)的风扇(10)。
11. 根据前述权利要求1至10中的一项或多项所述的飞机，其特征在于，所述除冰装置(S)基本上包括与成单体的所述多层面板芯(12)以单件形式制成的所述部分的外部金属板(11)，以及至少一个管(13, 18)，其用于通过槽(14)散布从所述飞机(A)的发动机压缩机(8)排出的热空气。
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