CN110697061A - 具有整体式扇区的飞行器进气口、发动机舱及推进组件 - Google Patents

Abstract

具有整体式扇区的飞行器进气口、发动机舱及推进组件。本发明涉及飞行器发动机舱进气口，包括扇区(1)，每个扇区具有形成唇缘的部分(12)、形成外板的部分(11)和形成内板的部分(13)。形成外板的部分(11)和形成唇缘的部分(12)由整体的连续壁(10)制成。此外，在至少一个位于相邻两个扇区之间的接合部处，在扇区的形成外板的部分(11)之间设有开口和挡板，而所涉扇区的形成内板的部分(13)和形成唇缘的部分(12)边对边相接，通过可从扇区内部接近而从扇区外部看不到的固定件(14、21)相互固定。取消唇缘和外板之间的多行轨道固定件和扇区之间的多行纵向固定件显著限制了阻力。此外，进气口的设计在维护操作方面允许将扇区(1)作为整体式单位处理。本发明还涉及维护方法，其中当一扇区的一区域受损时，将相关扇区整体拆下，并由新的或“循环利用”的扇区代替。然后受损区域在后台修复，而飞行器立即恢复使用。

Description

具有整体式扇区的飞行器进气口、发动机舱及推进组件

技术领域

本发明涉及用于飞行器的推进组件，更具体地涉及这种推进组件的发动机舱，更确切的说还涉及飞行器发动机舱的进气口。

背景技术

传统上，飞行器发动机舱从前到后包括：在气动流上游的第一区段，称为进气口；覆盖发动机鼓风机壳的第二区段，称为鼓风机罩；以及通常在气动流下游的第三区段，其具有围绕发动机涡轮机主体的推力反向区域。

如图1所示的进气口通常包括结构件例如前框架101和后框架104，以及从发动机舱前到后还包括由前框架支撑的唇缘100、在发动机舱外部延长唇缘的外板102(其形成进气口外壁)、在发动机舱内部延长唇缘并形成进气口内壁的内板103，进气口内壁限定了允许将空气引向发动机的内管道，外板和内板由前框架和后框架支撑。

进气口和/或装配其上的系统的形状应能够防止冰或霜的形成和/或累积，限制噪声影响(为此，内板103是隔音板)，确保空气动力学功能，防止鸟类进入包含发动机系统的鼓风机室。

通过设置自发动机向由前框架101和唇缘100形成的D型截面管道引入热空气的纵向除霜管105，来确保实现进气口除霜。

通过使用至少两行铆钉(外行铆钉和内行铆钉)将唇缘、内板和外板固定在前框架上，所述至少两行铆钉形成在流线型外形中造成早期扰动并增加阻力的轨道接缝(coutures orbitales)。

此外，构成进气口的部件的数量使得其组装复杂并导致维护和修理过程难以实施(某些部件难以靠近，通常需要拆除许多部件才能更换有缺陷或受损坏的部件)。

为减少轨道接缝对气动流的影响、简化进气口制造和修理的现有解决方案基本上在于：限制构成唇缘的扇区数量(仅为3至5个之间)以及限制进气口外板和内板的数量。这些解决方案只是部分地减少了观察到的问题，在发动机舱直径加大时仍存在自身局限性。

发明内容

本发明旨在提供一种简化设计的进气口，该进气口能够便于维护操作并降低维护操作成本，且其对气动流和阻力的影响较小。

为此，本发明提出一种用于飞行器发动机舱的进气口，包括：

-多个扇区，每个扇区包括形成唇缘的部分、形成外板的部分和形成内板的部分，

-扇区间接合部。

根据本发明的进气口的特征在于：

-扇区通过由扇区内部能接近的可拆卸固定件被相互固定在一起，

-在至少一个位于两个扇区之间的接合部处，在扇区的形成外板的部分之间设有允许通到扇区内部的通道开口，

-每个通道开口由一可拆卸的挡板遮覆，挡板具有的外表面与两个扇区的限定通道开口的形成外板的部分的外表面平齐并延长所述两个扇区的形成外板的部分的外表面。

本发明的主要益处在于每个扇区都可以被视为一个“整体”式扇区，在对进气口进行维护操作时也照此处理。实际上，可以这样整个拆下一个扇区：取下根据本发明的通道挡板之一以便能够接近连接待拆下扇区和其周围的两个扇区的固定件，然后取下这些固定件。

因此，当某个扇区的某个区域以无论何种方式受损时，只需拆下整个扇区并将其替换为新的扇区或“循环利用”的扇区(已经过修复且现在可以使用的旧扇区)。然后可以修复受损扇区，以便日后使用如此回收的扇区，而飞行器可立即恢复使用。由于发动机舱上出现损坏所导致的飞行器停机的时间因此大大减少，维护成本也同样大幅度降低。

本发明还涉及用于维护如上所述的进气口的方法，其中进气口在扇区之一的一区域上受损，其特征在于：

-将受损扇区整体拆下；为此，取下进气口挡板之一以便接近连接受损扇区和其周围的两个扇区的固定件，继而取下固定件；如果进气口包括固定于受损扇区的挡板，确切地正是取下该挡板以便接近上述固定件，取下挡板能够将受损扇区的形成外板的部分与进气口其余部分分开；如果没有任何挡板固定于受损扇区，则待取下的挡板是提供最便于接近待取下固定件的挡板。

-安装新的或循环利用的扇区，以代替前面取下的受损扇区。

-然后可以在后台修复受损扇区(修复或更换受损区域)以便循环利用，或者必要时，如果不可能修复则毁掉该受损扇区，而飞行器立即恢复使用。

本发明的另一个优点是可以提供在扇区外部没有突出部分的扇区间固定件，甚至提供整体容纳于扇区内部的(因此从空气动力学来看是完全隐形的)固定件，因为这些固定件是可从扇区内部靠近的。因此，寻求自然层状性能的区域或没有固定件，或只有隐形的固定件。此外，为了使挡板固定于扇区——这种固定需要从发动机舱外部接近的固定件，可以设置从空气动力学来看几乎隐形的固定件，例如头部埋置在挡板厚度中的螺钉。

根据本发明的一个可能的特征，在每个所述扇区间接合部处设有被挡板封闭的通道开口。在一个变型中，在进气口的每两个接合部处设有被挡板封闭的通道开口。在没有通道开口的接合部处，限定接合部的两个扇区的形成外板的部分具有相接触的纵向边缘，这些纵向边缘可以通过与将扇区的形成唇缘的部分(或形成内板的部分)相互连接的固定件相同或类似的固定件固定在一起。

可以对于将扇区彼此连接的固定件考虑若干实施例。

根据第一实施例，每个扇区的形成唇缘的部分和形成内板的部分具有相对的纵向边缘，所述纵向边缘具有沿径向朝扇区内部延伸的侧固定凸缘，所述侧固定凸缘开有接纳孔，用于接纳紧固件，以将扇区固定到两个相邻扇区。在该第一实施例中，用于在形成唇缘的部分和形成内板的部分处进行扇区之间固定的装置因此完全容纳在扇区内部，这由于根据本发明的通道挡板的存在而成为可能。

根据本发明的一个可能的特征，进气口包括根据发动机尺寸的如前定义的两个到十二个之间的扇区、甚至四个至十二个之间的扇区，优选为六个扇区。

根据本发明的一个可能的特征，借助在所述形成外板的部分下和所述挡板下横跨延伸的夹板，每个挡板以可拆卸的方式固定于两个相邻扇区的围绕挡板的所述形成外板的部分。

在一个变型中，限定通道开口的每个纵向或横向边缘具有薄凸边，封闭所述通道开口的挡板将靠置到薄凸边上。换言之，该变型不具有用于将挡板固定在其周围扇区上的夹板。

关于通道开口和相关挡板的(沿纵向方向的)长度，提供了两个主要实施例。

根据第一实施例，通道开口和相关挡板在限定通道开口的相邻扇区的形成外板的部分的整个长度上延伸。挡板因此称为长挡板。在该第一实施例中，同一扇区的形成内板的部分和形成唇缘的部分具有共面的纵向边缘。当扇区连结时，两个扇区的形成唇缘的部分(相应地形成内板的部分)的纵向边缘因此是相接触的。相反，扇区的形成外板的部分具有相对于另外两个部分的纵向边缘“缩退”的纵向边缘。

根据第二实施例，通道开口和挡板仅在限定开口的扇区的形成外板的部分的长度的一部分上延伸。挡板因此称为短挡板。在该第二实施例中，如同前面对于第一实施例所述的，扇区的形成内板的部分和形成唇缘的部分具有共面的纵向边缘，而扇区的形成外板的部分的纵向边缘具有缩退部分、凹部和与相邻扇区的纵向边缘接触的部分，进行接触的这一部分可与形成唇缘和形成内板的部分一样配备固定凸缘。优选地，短挡板从形成外板的部分的前端延伸到所述部分的前端和后端之间的中间点。

根据本发明的进气口可以仅包括短挡板，仅包括长挡板或可能包括长挡板和短挡板的组合。

在本发明的一个显著方案中，每个扇区均包括整体的连续壁，扇区的形成外板的部分和形成唇缘的部分在连续壁中形成。在这个方案中，以前的进气口的唇缘和外板之间的成行轨道固定件因此得以消除。因此阻力显著减小。

通常，每个扇区的形成内板的部分具有后蒙皮和隔音包层。

根据本发明的上述显著方案的一个可能特征，扇区的连续壁(其构成扇区的形成外板的部分和形成唇缘的部分)延长以还形成所述形成内板的部分的后蒙皮。隔音包层至少部分地覆盖该后蒙皮；它包括能够吸收声波的阻抗性皮和能够阻尼所述声波的芯，阻抗性皮和芯被配置成使阻抗性皮与扇区的连续壁的形成唇缘的部分高度齐平。

因此，该扇区不仅包括整体式的连续壁，而且还在一种极其简化的设计中集成了进气口的所有常用功能(流分离唇缘、外板、内板、隔热隔音等)。

在同一制造步骤中，隔音包层可与整体式的连续壁同时形成。在一个变型中，隔音衬板在后面的步骤中粘接在预先形成的整体式连续壁上。优选在同一步骤在唯一工位上的制造。

根据本发明的一可能特征，每个扇区优选地在其整体式连续壁的厚度中，包括电除冰构件。

本发明还涉及具有根据本发明的进气口的发动机舱、推进组件和飞行器。

根据在显著方案中的本发明的一可能特征，进气口的每个扇区的整体式的连续壁通过第一行固定件例如一行铆钉(可以用其它固定件)固定于后框架。进气口的每个扇区的整体式的连续壁也通过第二行固定件(例如螺栓)固定到发动机法兰上。

根据在显著方案中的本发明的一可能特征，每个扇区的整体式的连续壁由热塑性复合材料制成，优选热塑性碳，即基于碳纤维和热塑性树脂的材料，例如高性能热塑性树脂，如PEEK(聚醚醚酮)、PPS(聚苯硫醚)、PEI(聚乙烯亚胺)、PEKK(聚醚酮酮)等。它也可以是基于玻璃纤维的材料或基于碳纤维和玻璃的混合材料。

在一个变型中，整体式连续壁由热固性复合材料制成。

在一个变型中，整体式连续壁包括至少一个热固性材料区域(可以是上述定义的部分之一或仅为该部分的一分部)、和至少一个热塑性材料区域(可以是上述定义的部分之一或仅为该部分的一分部)。

扇区的连续壁也可以是由组合金属和复合材料的混合材料制成的。壁可以由通过胶接或可能通过从空气动力学来看隐形的埋头铆钉组装在一起的多个不同材料层形成。

附图说明

本发明的其它特征与优势将通过阅读以下参照示意性附图并涉及以非限制性示例提供的一些优选实施例的说明而得以体现。附图中：

图1是现有技术进气口的示意性分解透视图。

图2是根据本发明的进气口的示意性透视图，其中一个扇区被拆离开。

图3是根据本发明的按一个实施例的进气口的一扇区的示意性侧视图。

图4是根据本发明的进气口的一个实施例的后视图，其扇区为图3的扇区。

图5是图4的进气口在两个扇区之间的接合部处的一部分的透视图。

图6是图5和图6的进气口的横剖面图。

具体实施方式

在附图中示出的根据本发明的进气口基本上由多个所谓整体式扇区的扇区1组成，例如由如图4所示的十二个整体式扇区1组成。在变型中，该进气口可以只包括六个整体式扇区或数量更少的整体式扇区。

根据一个实施例，每个整体式扇区1包括一整体式连续壁10，其包括形成唇缘的部分12、形成外板的部分11和形成内板的部分13。为简单起见，附图标记13既表示整体式扇区的形成内板的部分，也表示形成所述形成内板的部分的后蒙皮的整体式壁部分。

每个整体式扇区1通过在其整体式连续蒙皮的所述形成外板的部分11的后端处的第一行固定件(铆钉)17，被固定在后框架19上。其还通过在其整体式连续蒙皮的所述形成内板的部分13的后端处的第二行固定件18，被固定在发动机法兰(未示出)上。

整体式扇区1的形成内板的部分13包括覆盖后蒙皮的隔音包层15，隔音包层的可见面16有微孔，以能够吸收声波。隔音包层优选地与整体式连续壁10同时形成。

每个整体式扇区1在其每个纵向边缘处具有侧固定凸缘14，侧固定凸缘沿径向朝整体式扇区内部突出，并穿有孔20，用于通过紧固件21将整体式扇区固定在相邻整体式扇区上。侧固定凸缘仅沿扇区的形成唇缘的部分12和形成内板的部分13存在。

形成外板的部分11不具有侧凸缘。此外，整体式扇区的不同部分的尺寸确定成当两个整体式扇区并排放置时，和当这些扇区的形成唇缘和内板的部分的侧固定凸缘14相接触时，在形成外板的部分的纵向边缘之间留有空间。两个相邻扇区的形成外板的部分之间的该空间限定了能够容易接近其他两个部分的侧固定凸缘14的开口，用于安装或拆除紧固件21。该开口由通过纵向夹板22和紧固件23固定在相邻两个扇区的形成外板的部分11上的挡板25遮覆。该纵向夹板可由完全沿整体式扇区的形成外板的部分的纵向边缘所形成的凸肩代替，挡板25将靠置于凸肩上(在该变型中，在挡板周围的整体式扇区之间的每个接合部处只余留两行紧固件23，而非四行)。

为在维护操作时拆卸进气口，取下挡板25以便可以容易地接近紧固件21。

挡板25具有光滑的外表面，该外表面与整体式扇区1的外表面齐平并将之延长，以限制空气动力干扰。成行固定件23在纵向平面(包含进气口轴线的平面)中延伸，因而它们对气动流的影响很小(不同于在已知现有技术进气口中将外板或内板连接到唇缘扇区的固定件所形成的轨道接缝)。此外，可以配置头部埋置在挡板壁厚度中的固定件23，以进一步限制、甚至消除这些固定件的空气动力学影响。

应注意在挡板25的前缘和后缘上还可以设置两个轨道夹板24(可在图5中看到前轨道夹板)。挡板25有利地具有尽可能小的横向尺寸(沿着轨道夹板)，以限制轨道夹板上所需的紧固件的数量，以便防止可能对阻力产生影响的轨道接缝的形成。因此，挡板25的横向尺寸有利地远小于其纵向尺寸(在包含进气口轴线的平面中的尺寸)。

扇区的整体式连续壁10可以通过模制热塑性或热固性复合材料层来实现，所述复合材料如在航空领域中使用的热塑性或热固性碳(基于长碳纤维和高性能热塑性或热固性树脂的复合材料)。

查看附图足以理解的是，根据本发明的进气口的设计、制造和修复相较于如图1所示的现有技术进气口而言极其简化。特别地，观察到根据本发明的每个整体式扇区在单一且同一部件中汇集了现有技术进气口的唇缘扇区、外板和内板。

另外，在根据本发明的进气口中，可以取消前框架。

事实上，在已知的现有技术进气口中，前框架承担两种功能：用于加强进气口和阻尼鸟类冲击的第一结构功能、和通过其与唇缘扇区形成的D型截面管道对进气口进行除霜的第二除霜功能，由来自发动机的热空气供应D型截面管道。

根据本发明的整体式扇区的复合材料制的整体式连续壁具有增强的机械强度，从而使其能免去前框架，而由后框架负责承担阻尼鸟类冲击的功能。

在移除了前框架的情况下，除霜功能可以通过电除霜装置执行，例如为每个扇区的整体式连续壁装配加热电缆。在变型中，进气口对于每个整体式扇区均包括插入到整体式扇区中的隔壁件，以便和整体式连续壁的形成唇缘的部分一起形成D型截面管道，进气口包括至少一个用于向如此形成的D型截面管道中输送热空气流的管。与现有技术进气口的前框架元件相反的是，该隔壁件的尺寸没有确定成执行结构功能。同样，隔壁件和整体式扇区之间的固定不是为了传递较大的作用力，也不是为了阻尼鸟类冲击。隔壁件因此能够比以前的框架元件轻，并且可以简单地粘接到整体式扇区的内表面、或者可以通过不会导致出现可能对阻力产生影响的轨道接缝的任何适当的方式固定到所述扇区。

根据本发明的进气口因为对其结构进行的简化而轻于现有技术的进气口，这是飞行器领域中的重要优点。进气口如果取消前框架则更是轻于现有技术的进气口。

此外，根据本发明的进气口的后框架可以具有除图示形状以外的其它形状。例如，后框架可以倾斜，以使其外周(固定在整体式扇区的形成外板的部分的后端)的位置比其内周(固定在整体式扇区的形成内板的部分的后端)更靠近下游。

本发明扩展到本领域技术人员可以获得的任何变型，即进入所附权利要求限定的范围内的任何变型。

特别是，由于板材的规格或尺寸或生产手段的原因，只要保持其不易拆卸的整体式最终功能，每个扇区则都可以由通过任何适合方式相互固定的独立的两个部分(包括同时构成形成唇缘的部分和形成外板的部分的整体壁的一部分、和对应扇区的形成内板的部分的一部分)、甚至三个部分(每个部分对应前述的部分之一)构成。在这种情况下，没有获得因消除现有技术中的轨道接缝而对阻力的有益影响，但是扇区的整体式性质的优点在简化和降低维护操作成本方面得到整体保留。

Claims (15)

1.一种用于飞行器发动机舱的进气口，进气口包括多个扇区(1)和扇区间接合部，每个扇区包括形成唇缘的部分(12)、形成内板的部分(13)和形成外板的部分(11)，进气口的特征在于：

-扇区通过由扇区内部能接近的可拆卸固定件被相互固定在一起，

-在至少一个位于两个扇区之间的接合部处，在扇区的形成外板的部分(11)之间设有通道开口，

-每个通道开口由一可拆卸的挡板(25)遮覆，挡板具有的外表面与两个扇区的限定通道开口的所述形成外板的部分(11)的外表面平齐并延长所述两个扇区的形成外板的部分的外表面。

2.根据权利要求1所述的进气口，其特征在于，在每个所述扇区间接合部处设有被挡板(25)封闭的通道开口。

3.根据权利要求1所述的进气口，其特征在于，在进气口的每两个接合部处设有被挡板(25)封闭的通道开口。

4.根据权利要求1至3中任一项所述的进气口，其特征在于，每个扇区(1)的形成唇缘的部分(12)和形成内板的部分(13)具有相对的纵向边缘，所述纵向边缘具有沿径向朝扇区内部延伸的侧固定凸缘(14)，所述侧固定凸缘(14)开有接纳孔(20)，用于接纳紧固件(21)，以将每个扇区固定到两个相邻扇区(1)。

5.根据权利要求1至4中任一项所述的进气口，其特征在于，进气口包括两个到十二个之间的扇区(1)。

6.根据权利要求1至5中任一项所述的进气口，其特征在于，借助在所述形成外板的部分下和所述挡板下横跨延伸的夹板，每个挡板以可拆卸的方式固定于两个相邻扇区的围绕挡板的形成外板的部分。

7.根据权利要求1至5中任一项所述的进气口，其特征在于，限定通道开口的每个纵向或横向边缘具有薄凸边，封闭所述通道开口的挡板(25)将靠置到薄凸边上。

8.根据权利要求1至7中任一项所述的进气口，其特征在于，每个扇区(1)均包括整体的连续壁(10)，扇区的形成外板的部分(11)和形成唇缘的部分(12)在连续壁中形成。

9.根据权利要求8所述的进气口，其特征在于，每个扇区(1)的形成内板的部分(13)具有后蒙皮和隔音包层；并且，扇区(1)的构成所述形成外板的部分和所述形成唇缘的部分的连续壁(10)延长以还形成所述后蒙皮。

10.根据权利要求1至9中任一项所述的进气口，其特征在于，扇区(1)的整体式的连续壁(10)包括至少一个热固性材料区域和/或至少一个热塑性材料区域。

11.根据权利要求10所述的进气口，其特征在于，扇区的整体式的连续壁(1)包括至少一个热塑性碳材料区域。

12.一种飞行器发动机舱，其特征在于，飞行器发动机舱包括根据上述权利要求中任一项所述的进气口(30)。

13.一种用于飞行器的推进机组，其特征在于，推进机组包括根据权利要求12所述的飞行器发动机舱。

14.一种飞行器，其特征在于，飞行器包括根据权利要求12所述的飞行器发动机舱。

15.一种用于维护根据权利要求1至11中任一项所述的进气口的方法，其中进气口在扇区之一的一区域上已受损，所述方法的特征在于：

-将受损扇区整体拆下，

-安装新的或循环利用的扇区，以代替前面取下的受损扇区。

-受损扇区以后进行修复或毁坏，而飞行器则恢复使用。

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