JP5192035B2 - 熱風による霜の処理機能が組み込まれている消音処理のための被覆材 - Google Patents

Description

本発明は、熱風による霜の処理機能が組み込まれている消音処理のための被覆材に関しており、同被覆材は、とりわけ航空機の翼前縁、更に特に航空機のナセルの空気の取り入れ口に特に予定されている。

空港の近接地で騒音の影響を抑制するために、国際規定は、音響の発生に関して、制約がますます厳しくなっている。

航空機が発生する騒音を減少させるべく、技術開発が行われ、とりわけヘルムホルツ共鳴の原理を利用して、ナセルの導管の壁面のレベルで、音響エネルギーの一部を吸収することを狙いとする被覆を配置するようになった。既知の方法で、この消音被覆材は、外方から内方に、耐久性消音用多孔質層、蜂窩状構造体および被覆が効果的であるための音波不浸透性反射層を含んでいる。

今のところ、いろいろな制約、例えば他の装置との調整または両立性のために、処理する表面の広さは限られている。したがって、被覆は、この諸区域に必要な、氷および／または霜の形成および／または蓄積を阻止することのできるシステムと両立するのが困難である。

この諸システムは、氷および／または霜を防止するための防霜システムと呼ばれている第１の系統、一旦できた氷および／または霜に作用する、氷および／または霜の蓄積を抑制する、除霜システムと呼ばれている第２の系統という２大系統に分けられている。これから先の記述では、霜の処理システムまたは処理法は、防霜システムまたは防霜法、あるいは除霜システムまたは除霜法を指す。

本発明は、エンジンのレベルで採取し、翼前縁の内壁のレベルで送り出された熱風を利用することによる霜の処理法に更に特に関する。この性能のよいシステムは、消音処理の被覆材が比較的分厚く、断熱材として作用する、空気を内蔵する小胞からなる限り、消音処被覆材と両立するのは困難である。

消音処理と霜の処理を両立させようとして、特許文献１および特許文献２に記載されている解決策は、熱風が消音被覆材の小胞内に入り込むために、反射壁内に侵入できるように、反射壁内に孔が設定されている。

しかしながら、この解決策は、次の理由により満足すべきではない。すなわち、反射層のレベルで１または多数の孔を有する蜂窩状構造体の小胞では、音波が同小胞内でそれほど良く分散しないからである。

この劣化を減少させるべく、１の解決策は、孔の断面を縮小することにある。この場合、一定の流量があった空気の量は減少して、除霜効果が低下する。なお、断面を小さくしたこの孔は、より容易に塞がり得るので、対象区域では、除霜機能が殺がれる。

別の問題として、蜂の巣状からなる蜂窩状構造体が、同構造体の設置のときに変形すれば、反射層の特定の孔が、２の蜂窩を画定する側壁に直角に配置されることがあり得る。この場合、孔が壁面で部分的に閉鎖されるので、蜂窩の消音処理に関する機能は劣化し、除霜機能も、同じく劣化する。

なお、もうひとつの問題点として、空気の取り入れ口の唇部の内側に圧力の均衡が生じるので、とりわけ霜がより大量に付く箇所に、より強い除霜用空気圧を吹き込むために、唇部の特定の部分を絶縁することができない。他方では、この解決策では、小胞間の不漏性が必要であり、それには蜂窩状構造体の壁面と耐久性消音構造体および同両壁面と反射層間の良好な不漏性が要求される。

ＥＰ−１．１０３．４６２号文書 ＵＳ−５．８４１．０７９号文書

本発明は、消音処理と、熱いガスによる霜の処理とを両立させる被覆材を提案することによって、従来の技術の欠点を排除することにあり、同被覆材は、特に翼前縁、とりわけナセルの空気の取り入れ口の被覆に充てられる。

そのために、本発明は、航空機の表面、とりわけ航空機のナセルの空気の取り入れ口のような翼前縁のレベルに取り付ける消音処理のための被覆材を対象としており、同被覆材は、１の耐久性消音構造体、少なくとも１の蜂窩状構造体および１の反射層を含んでおり、同蜂窩状構造体と耐久性消音構造体との間に導管を保有していて、同導管は、それぞれ蜂窩状構造体の壁面とは別の壁面で画定されており、導管の１の端部は、熱風の取り入れ口に連結されている。

その他の特性と利点は、添付図に照らして、単に例として示す記述で、本発明のこの先の記述で明らかになるだろう。

航空機の推進用集合体の斜視図である。 ナセルの空気の取り入れ口の一部を示す長手方向断面図である。 本発明による消音被覆材の一部を示す長手方向断面図である。 第１の変形態様による消音被覆材の一部を示す、図３のＡ−Ａ線における断面図である。 図４の変形態様による蜂窩状構造体および除霜のための導管を詳細に示す斜視図である。 第２の変形態様による消音被覆材の一部を示す、図３のＡ−Ａ線における断面図である。 導管のために考えられるいろいろな形状を示す概略図である。 本発明による消音被覆材を装備した熱風取り入れ口の第１の変形態様を示す断面図である。 本発明による消音被覆材を装備した熱風取り入れ口の第２の変形態様を示す断面図である。 本発明による消音被覆材を装備した熱風取り入れ口の第３の変形態様を示す断面図である。 本発明による消音被覆材を装備した熱風取り入れ口の第４の変形態様を示す断面図である。 本発明による消音被覆材を装備した熱風取り入れ口の第５の変形態様を示す断面図である。

本発明は、これから、航空機の推進用集合体の空気取り入れ口に適用して記述することにする。しかしながら、本発明は、例えば、翼前縁のように消音処理と霜の処理が実施されるレベルで航空機の各種翼前縁のレベルに適用できる。

これからの記述では、霜とは、いろいろな性質、いろいろな構造およびいろいろな厚さの霜と氷のいずれをも指す。

図１に、支柱１２を介して、翼面の下に連結されている航空機の推進用集合体１０を示した。しかしながら、この推進用集合体は、航空機の他の部分に連結されることがあり得る。

この推進用集合体は、送風器１６を駆動する動力機構をほぼ同心円的に中に配置してあるナセル１４を含んでいる。ナセルの長手方向軸は、照合番号１８が付けてある。

ナセル１４は、前方で空気の取り入れ口２２と共に導管を画定する内壁２０を含んでいる。

空気の取り入れ口２２の頂部２４は、ほぼ円形の形状を呈しており、同頂部は、時計の１２時よりも少し進んでいる長手方向軸１８にほぼ直角か、直角ではない面に伸びている。しかしながら、空気の取り入れ口の他の形状も考慮できる。

これからの記述では、航空力学的面とは、航空力学的流束と接触する航空機の外皮を指す。

騒音の影響を制限すべく、とりわけヘルムホルツ共鳴の原理を利用して、音響エネルギーの一部を吸収することを狙いとする被覆材２６が、とりわけ航空力学的面に予定されている。既知の方法で、消音パネルとも呼ばれているこの消音被覆材は、外方から内方に、１の耐久性消音構造体２８、少なくとも１の蜂窩状構造体３０および反射層３２を含んでいる。

層または構造体とは、同一性質または同一性質ではない１または複数の層を指す。

耐久性消音構造体２８は、同構造体を透過する音波の音響エネルギーを部分的に熱に変換する分散作用を有する多孔質構造体である。

１の実施態様によれば、耐久性消音構造体２８は、例えばワイアメッシュのような金属製またはそうではない織布の形の少なくとも１の多孔質層および細長い孔または微小穿孔を有する金属製板または合成板の少なくとも１の構造体層を含む。

反射性構造体３２は、音波には不透性で、消音処理し得る孔を全然含んでいない。

蜂窩状構造体３０は、一方では、反射層３２が取り付けられている仮想第１面および他方では、耐久性消音構造体２８が取り付けられている仮想第２面で画定されている体積に当たる。

仮想第１面と仮想第２面とを分け隔てている間隔は、一定ではあり得ない。したがって、この間隔は、空気の取り入れ口の唇部のレベルでもっと大きい可能性があるが、それは同唇部に、とりわけ衝撃にもっと大きい抵抗力を付与するためである。

蜂窩状構造体３０は、多数の導管を含んでおり、同導管は、一方では、第１面のレベルに、他方では、第２面のレベルに口を開けている。この諸導管は、一方では、耐久性消音構造体に、他方では、反射層によって閉鎖されていて、それぞれが小胞を形作っている。

隣接する２の導管は、側壁で隔離されていることが好ましい。

第１の実施態様では、蜂窩状構造体３０は、蜂の巣状に形成されている。したがって、導管は、六角形であり、隣接導管は、側壁で隔離されている。

第２の実施態様では、蜂窩状構造体３０は、隣接する面のレベルに配置してある一連の第１の帯状部材を含んでおり、同第１の帯状部材は、相互に隣接していず、相互に間隔が空いているので、それに隣接面のレベルで第２の帯状部材の少なくとも第２群が隣接面のレベルに配置してあって、同第２の帯状部材は、相互に隣接していないで、間隔が相互に空いている。第１の帯状部材は、一方では、２の隣接第１の帯状部材と、他方では、２の隣接第２の帯状部材との間に導管を画定するように第２の帯状部材と隣接している。隣接面とは、仮想第１面と仮想第２面と隣接する面または平面を指す。

したがって、導管が４の側面で設定されている。

その構想を単純化するには、ナセルの長手方向軸を包含する半径方向の面内に最初の帯状部材を配置する。

もっと硬直な構造体を得るには、正方形または長方形の断面で導管が設定されるように、第２の帯状部材が第１の帯状部材にほぼ直角に交わるように同第２の帯状部材を配置する。この方式は、構想を単純化することも可能にする。

この諸層と構造体は、当業者に知られているので、これ以上触れないことにする。

騒音をさらに減少させるために、空気の取り入れ口２２は、航空力学的面の少なくとも１部分に、消音被覆材２６を保有している。

１の実施態様によれば、この消音被覆材２６は、ナセルの内壁２０から空気の取り入れ口の全周に亘る空気の取り入れ口の頂部２４まで広がっている。

霜の形成または霜の蓄積を抑えるべく、空気の取り入れ口２２は、航空力学的表面を暖めるために、エンジンのレベルで採取した熱気を利用する、霜を処理する手段を保有している。

本発明では、消音被覆材２６は、蜂窩状構造体３０と耐久性消音構造体２８との間に配置してある導管すなわち流路を保有しており、導管は、それぞれ、蜂窩状構造体３０の壁面とは別の壁面３６で画定されており、導管の１の端部は、熱風の取り入れ口に連結されている。

この解決策は、導管の内部と蜂窩状構造体の小胞３０との連絡の危険を抑制することを可能にし、したがって、消音処理を混乱させる危険が抑制される。

別の利点として、熱風が蜂窩状構造体の特定の小胞群の体積に侵入する従来の技術に比して、熱風は、小胞群の体積を明らかに控えめに占有するので、一方では、除霜すべき壁面に熱風をよりよく集中させることができ、したがって、除霜の効果が強化され、他方では、外方の下方構造の圧力よりも内方の下方構造の圧力が低下する危険を抑える、より高い空気圧が強化され、したがって、外気が除霜システムの内部に侵入する危険が抑制される。

別の利点として、熱風は、除霜すべき外壁と常時接触するので、除霜システムの出口から押し出す熱風の温度を下げ、熱風の交換を向上させられるので、とりわけ壁面が合成物質のように熱に弱い材料製であってもよく、通過する壁面から特に火傷をする恐れなく、熱風を排出することができる。

有利なことに、導管３４は、消音処理の効果を損なうことなく、耐久性消音構造体のために均質の開放面率が特に保たれるように、蜂窩状構造体の小胞に対して適切に配置してある。

図７に示した変形態様では、導管３４は、同導管を画定する凹部が蜂窩状構造体の１の層に形成されていることにより、同層は、耐久性消音構造体と蜂窩状構造体との間に介在し、変形でない同層の部分は、耐久性消音層２８にぴったり当たっている。図７に示した別の変形態様では、導管３４は、別々に存在し、それぞれ断面が凹部状であり、端部３８の両側で、耐久性消音構造体の内面に連結できるようにしてある。

導管または導管を形成する層は、金属性または合成物質性の１または複数の層で製作できる。

図4と図５に示した実施態様では、導管３４は、蜂窩状構造体の小胞を画定する特定の壁面に直角に交わるように配置してあり、同導管は、同壁面に対して相称的に配置してあることが好ましい。

図６に示した別の実施態様では、導管３４は、特定の小胞に直角に交わるように配置してあり、同導管の壁面３６は、蜂窩状構造体３０の小胞の壁面３９とは別個である。この配置構成は、小胞を画定する壁面が導管の上に乗っているのではなく、耐久性消音層の上に乗っている限り、より丈夫なパネルが得られる。

図７に示した諸変形態様では、導管３４は、いろいろな大きさで、Ｕ字型、Ｖ字型、オメガ字型のような異なる断面を有することができる。いずれにしても、本発明は、図示の諸断面図に限られているのではない。

導管３４は、送られた熱風の消失を抑えるために、ほぼ直線的であることが好ましい。１の実施態様では、導管３４は、相互に平行であり、ナセルの軸を通る径方向の平面に配置してある。この配置構成は、熱風の通行を単純化し、航空機における過剰消費を抑える。

補足として、蜂窩状構造体３０は、耐久性消音構造体にぴったり付けることになる面に溝４０を含んでおり、その形状は、図5に示したように、導管の形状に合わせてある。

別の特徴として、導管３４の密度は、とりわけ導管の間隔を加減するか、または導管の断面を変えることによって除霜を調節するために変えられる。

変形態様では、導管３４は、除霜すべき面と接触する熱風をよりよく送り込み、そして硬化材として作用することによって、空気の取り入れ口のレベルで航空力学的面の硬直性を高めるために、図8、図９および図１２に示したように、消音パネルに合わせた長さ、または図10と図１１に示したように、とりわけ上流側で、同消音パネルを超えて伸びている。

諸変形態様では、熱気は、耐久性消音構造体内に配設してある穿孔または微小穿孔４２経由で送り出されることができ、同構造体は、図8と図９に示したように、出てゆく流束をナセル内に入ってゆく外方流束の方向に方向つけるために傾斜していることが好ましく、または上流の方から出るように、ナセルの内部に送り出されることができる。

諸変形態様では、熱風の取り入れ口は、図８、図９、図１１および図１２に示したように、ナセルに入る外気と同じ方向に、または図１０に示したように、逆流で導管の中を流れるように導管に連結されている。

１の実施態様では、熱風を諸導管３４内に配分するために、および／または熱風を導管の上流側の端部で取り集めるために、消音パネルの少なくとも１の縁部のレベルに枠４４を取り付けることができる。

１０．推進用集合体
１２．支柱
１４．ナセル
１６．送風器
１８．長手方向軸
２０．内壁
２２．空気の取り入れ口
２４．頂部
２６．被覆材
２８．耐久性消音構造体
３０．蜂窩状構造体
３２．反射層
３４．導管
３６．導管の壁面
３８．導管の端部
３９．小胞の壁面
４０．溝
４２．穿孔
４４．枠

Claims (10)

1. 航空機の表面のレベル、とりわけ航空機のナセルの空気取入口のような翼前縁のレベルで取り付けられる消音処理のための被覆材であり、同被覆材が１の耐久性消音構造体（２８）、少なくとも１の蜂窩状構造体（３０）および１の反射層（３２）を保有しており、同蜂窩状構造体（３０）と耐久性消音構造体（２８）との間に導管（３４）を保有しており、導管がそれぞれ蜂窩状構造体（３０）の壁面とは別個の壁面（３６）で画定されており、導管の１の端部が熱風の取り入れ口に連結されていることを特徴とする被覆材。
2. 導管（３４）が別々であり、それぞれが凹部状の断面を有し、その凹部の両側の端部（３８）が耐久性消音構造体の下面に連結されていることを特徴とする、請求項１に記載の消音処理のための被覆材。
3. 導管（３４）が蜂窩状構造体（３０）と耐久性消音構造体（２８）との間に介在する層で導管（３４）ができるように形成されていることを特徴とする、請求項１に記載の消音処理のための被覆材。
4. 蜂窩状構造体（３０）が、耐久性消音構造体（２８）にぴったり付けることになる面に溝（４０）を保有しており、同溝の形状が導管の形状に合わせてあることを特徴とする、請求項２または請求項３に記載の消音処理のための被覆材。
5. 導管（３４）がほぼ直線状かつ相互に平行していることを特徴とする、請求項１から請求項４までのいずれか一項に記載の消音処理のための被覆材。
6. 請求項１から請求項５までのいずれか一項に記載の消音処理のための被覆材を付け加えた空気の取り入れ口（２２）を保有する航空機のナセル。
7. 導管（３４）が硬直材になるように、消音処理のための被覆材の上流側に伸びていることを特徴とする、請求項６に記載の航空機のナセル。
8. 耐久性消音構造体が、除霜のために使用される空気を押し出すための穿孔を保有していることを特徴とする、請求項６または請求項７に記載の航空機のナセル。
9. 熱風が導管の中でナセル内に入ってくる外気と同じ方向で流れるように、熱風の取り入れ口が導管に連結されていることを特徴とする、請求項６から請求項８までのいずれか一項に記載の航空機のナセル。
10. 熱風が導管の中でナセル内に入ってくる外気とは逆方向の流れになるように熱風の取り入れ口が導管に連結されていることを特徴とする、請求項６から請求項８までのいずれか一項に記載の航空機のナセル。

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