RU2015116520A

RU2015116520A - Конструктивный элемент гондолы с улучшенной защитой против обледенения

Info

Publication number: RU2015116520A
Application number: RU2015116520A
Authority: RU
Inventors: Патрик ГОНИДЕК; Бертран ДЕЖУАЙО; Каролин КОАТ-ЛЕНЦОТТИ
Original assignee: Эрсэль
Priority date: 2012-10-09
Filing date: 2013-10-08
Publication date: 2016-12-10
Also published as: CA2885966A1; US20150210400A1; FR2996525A1; BR112015006986A2; EP2906471A1; CN104703879A; WO2014057210A1; FR2996525B1

Abstract

1. Конструктивный элемент (2) гондолы летательного аппарата, образованный по меньшей мере одной композитной структурой (23) и нагревательным элементом (30) и содержащий средства зашиты против обледенения, отличающийся тем, что композитная структура (23) имеет матрицу, усиленную по меньшей мере одним материалом, теплопроводность которого превышает или равна 800 Вт·м·Кпри температуре окружающей среды так, чтобы обеспечивать поперечную теплопроводность внутри элемента гондолы (1).2. Элемент по п. 1, отличающийся тем, что композитная структура (23) имеет матрицу, усиленную по меньшей мере алмазным порошком, чтобы обеспечивать поперечную теплопроводность внутри элемента гондолы (1).3. Элемент по п. 1, отличающийся тем, что композитная структура (23) имеет матрицу, усиленную по меньшей мере наночастицами или нанотрубками, чтобы обеспечивать поперечную теплопроводность внутри элементы гондолы (1).4. Элемент по одному из пп. 1-3, отличающийся тем, что процентное содержание α материала, легирующего матрицу композитной структуры (23), составляет от 1 до 50%.5. Элемент по одному из пп. 1 и 2, отличающийся тем, что процентное содержание α материала, легирующего матрицу композитной структуры (23), составляет от 50 до 90%.6. Элемент по одному из пп. 1-3, отличающийся тем, что композитная структура (23) выполнена так, чтобы легирование материалом матрицы указанной структуры (23) менялось по толщине указанной структуры (23).7. Элемент по п. 6, отличающийся тем, что легирование материалом матрицы указанной структуры (23) является большим в наружных слоях (23b) композитной структуры (23), образующих наружную сторону элемента.8. Элемент (2) по п. 6, отличающийся тем, что материалом выборочно легируют матрицу только некоторых пластов композитной

Claims

1. Конструктивный элемент (2) гондолы летательного аппарата, образованный по меньшей мере одной композитной структурой (23) и нагревательным элементом (30) и содержащий средства зашиты против обледенения, отличающийся тем, что композитная структура (23) имеет матрицу, усиленную по меньшей мере одним материалом, теплопроводность которого превышает или равна 800 Вт·м^-1·К^-1 при температуре окружающей среды так, чтобы обеспечивать поперечную теплопроводность внутри элемента гондолы (1).

2. Элемент по п. 1, отличающийся тем, что композитная структура (23) имеет матрицу, усиленную по меньшей мере алмазным порошком, чтобы обеспечивать поперечную теплопроводность внутри элемента гондолы (1).

3. Элемент по п. 1, отличающийся тем, что композитная структура (23) имеет матрицу, усиленную по меньшей мере наночастицами или нанотрубками, чтобы обеспечивать поперечную теплопроводность внутри элементы гондолы (1).

4. Элемент по одному из пп. 1-3, отличающийся тем, что процентное содержание α материала, легирующего матрицу композитной структуры (23), составляет от 1 до 50%.

5. Элемент по одному из пп. 1 и 2, отличающийся тем, что процентное содержание α материала, легирующего матрицу композитной структуры (23), составляет от 50 до 90%.

6. Элемент по одному из пп. 1-3, отличающийся тем, что композитная структура (23) выполнена так, чтобы легирование материалом матрицы указанной структуры (23) менялось по толщине указанной структуры (23).

7. Элемент по п. 6, отличающийся тем, что легирование материалом матрицы указанной структуры (23) является большим в наружных слоях (23b) композитной структуры (23), образующих наружную сторону элемента.

8. Элемент (2) по п. 6, отличающийся тем, что материалом выборочно легируют матрицу только некоторых пластов композитной структуры (23).

9. Элемент по одному из пп. 1-3, отличающийся тем, что композитная структура (23) выполнена так, чтобы гранулометрический состав материала, легирующего матрицу указанной структуры (23), менялся по толщине указанной структуры (23).

10. Элемент (2) по одному из пп. 1-3, отличающийся тем, что композитная структура (23) имеет плотность волокон, изменяющуюся по толщине указанной структуры (23).

11. Элемент (2) по одному из пп. 1-3, отличающийся тем, что дополнительно содержит материал (33) соединения между композитной структурой (23) и нагревательным элементом (30), причем этот соединительный материал усилен по меньшей мере одним материалом, теплопроводность которого при температуре окружающей среды превышает или равна 800 Вт·м^-1·К^-1 так, чтобы обеспечивать поперечную теплопроводность внутри элемента гондолы (1).

12. Элемент (2) по одному из пп. 1-3, отличающийся тем, что дополнительно содержит теплоизолятор (34), погруженный в нагревательный элемент (30), или покрытый нагревательным элементом (30), или отделенный от нагревательного элемента структурой (23d) из композитных пластов.

13. Конструкция (1) передней кромки, в частности, для воздухозаборника гондолы летательного аппарата, содержащая переднюю кромку (2) и внутреннюю перегородку (3), ограничивающую продольный отсек (5) внутри этой передней кромки (2), в котором находятся средства борьбы с обледенением и/или предупреждения обледенения, при этом передняя кромка (2) образована по меньшей мере одной композитной структурой (23) и нагревательным элементом (30), в которой передняя кромка образована элементом по одному из п.п. 1-12.

14. Конструкция по п. 13, отличающаяся тем, что композитная структура (23) образует наружную оболочку входной кромки (2).

15. Воздухозаборник, отличающийся тем, что содержит конструкцию (1) передней кромки по п. 13 или 14.