RU2533936C2 - Способ установки средства тепловой защиты на внутреннем неподвижном элементе гондолы турбореактивного двигателя - Google Patents

Способ установки средства тепловой защиты на внутреннем неподвижном элементе гондолы турбореактивного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2533936C2
RU2533936C2 RU2011153089/11A RU2011153089A RU2533936C2 RU 2533936 C2 RU2533936 C2 RU 2533936C2 RU 2011153089/11 A RU2011153089/11 A RU 2011153089/11A RU 2011153089 A RU2011153089 A RU 2011153089A RU 2533936 C2 RU2533936 C2 RU 2533936C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
specified
fixed element
binder
heat
layer
Prior art date
Application number
RU2011153089/11A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2011153089A (ru
Inventor
Лоранс ЛЕМЕН
Паскаль МЕР
Original Assignee
Эрсель
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Эрсель filed Critical Эрсель
Publication of RU2011153089A publication Critical patent/RU2011153089A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2533936C2 publication Critical patent/RU2533936C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16L—PIPES; JOINTS OR FITTINGS FOR PIPES; SUPPORTS FOR PIPES, CABLES OR PROTECTIVE TUBING; MEANS FOR THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16L59/00—Thermal insulation in general
    • F16L59/02—Shape or form of insulating materials, with or without coverings integral with the insulating materials
    • F16L59/026—Mattresses, mats, blankets or the like
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/24—Heat or noise insulation
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/78—Other construction of jet pipes
    • F02K1/82—Jet pipe walls, e.g. liners
    • F02K1/822—Heat insulating structures or liners, cooling arrangements, e.g. post combustion liners; Infrared radiation suppressors
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16L—PIPES; JOINTS OR FITTINGS FOR PIPES; SUPPORTS FOR PIPES, CABLES OR PROTECTIVE TUBING; MEANS FOR THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16L59/00—Thermal insulation in general
    • F16L59/12—Arrangements for supporting insulation from the wall or body insulated, e.g. by means of spacers between pipe and heat-insulating material; Arrangements specially adapted for supporting insulated bodies
    • F16L59/123—Anchoring devices; Fixing arrangements for preventing the relative longitudinal displacement of an inner pipe with respect to an outer pipe, e.g. stress cones
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
    • F05D2230/23—Manufacture essentially without removing material by permanently joining parts together
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/60—Assembly methods
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/20—Oxide or non-oxide ceramics
    • F05D2300/21—Oxide ceramics
    • F05D2300/2102—Glass
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/601—Fabrics
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T156/00—Adhesive bonding and miscellaneous chemical manufacture
    • Y10T156/10—Methods of surface bonding and/or assembly therefor
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/13—Hollow or container type article [e.g., tube, vase, etc.]

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)
  • Mattresses And Other Support Structures For Chairs And Beds (AREA)
  • Application Of Or Painting With Fluid Materials (AREA)
  • Wind Motors (AREA)

Abstract

Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам тепловой защиты двигателей ЛА. Способ установки теплоизоляционной подушки на неподвижный элемент гондолы турбореактивного двигателя заключается в нанесении связующего вещества на указанный слой или внутреннюю облицовку внутреннего неподвижного элемента гондолы. При необходимости производят отверждение указанного связующего вещества. Достигается повышение эффективности средств тепловой защиты на внутреннем неподвижном элементе двигателя. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 4 ил.

Description

Летательный аппарат приводят в движение с помощью одного или нескольких турбореактивных двигателей, каждый из которых помещен в гондолу.
Гондола, как правило, представляет собой трубчатый элемент, содержащий воздухозаборник, расположенный перед турбореактивным двигателем (по направлению потока), средний отсек, охватывающий вентилятор турбореактивного двигателя, и задний отсек, в котором размещены средства реверса тяги и который охватывает камеру сгорания и все или часть компрессорных и турбинных ступеней турбореактивного двигателя и обычно заканчивается реактивным соплом, выход которого находится за турбореактивным двигателем.
Современные гондолы предназначены для установки в них двухконтурного турбореактивного двигателя, способного генерировать, с одной стороны, горячий воздушный поток (первичный поток), выходящий из камеры сгорания турбореактивного двигателя и циркулирующий в пространстве, ограниченном отсеком, имеющим по существу трубчатую форму, называемым центральным отсеком, и, с другой стороны, холодный воздушный поток (вторичный поток), выходящий из вентилятора через особый кольцевой канал, называемый трактом, и циркулирующий за пределами турбореактивного двигателя. Тракт образован между внутренним элементом, образующим обтекатель турбореактивного двигателя, и внутренней стенкой гондолы. Оба воздушных потока выталкиваются из турбореактивного двигателя через заднюю часть гондолы.
Центральный отсек содержит наружную облицовку, называемую внутренним неподвижным элементом, которая включает в себя по меньшей мере одну панель. Различают два типа конструктивного исполнения панелей внутреннего неподвижного элемента: с одной стороны, известны металлические внутренние неподвижные элементы, содержащие металлические многослойные панели с ячеистой структурой, заключенные между двумя металлическими слоями, представляющими собой, например, алюминиевую облицовку, и в ряде случаев имеющие отверстия, выполненные в целях звукопоглощения со стороны тракта, а с другой стороны, известны композитные внутренние неподвижные элементы, выполненные по тому же принципу, что и их металлические аналоги, но отличающиеся от них тем, что вместо металлических слоев они содержат внутреннюю облицовку (расположенную со стороны центрального отсека) и внешнюю облицовку (расположенную со стороны тракта), выполненные из композитных материалов (например, углеродно-эпоксидных или углеродно-бисмалеимидных).
Учитывая, что внутренний неподвижный элемент подвержен высоким тепловым напряжениям, необходимо обеспечить защиту панелей, входящих в состав внутреннего неподвижного элемента, с помощью специальных средств тепловой защиты для поддержания локальных температур на допустимом уровне и увеличения срока службы материалов конструкции. Назначение таких средств тепловой защиты состоит в том, чтобы защитить компоненты гондолы от влияния окружающей среды в зоне рабочих температур двигателя, так как эти компоненты подвержены воздействию конвекции воздуха, поступающего из центрального отсека, температура которого обычно достигает 400°С, и излучения от кожуха двигателя, температура которого обычно достигает 750°С. Кроме того, отсек, образованный внутренним неподвижным элементом, покрытым средством тепловой защиты, выполняет функцию противопожарной перегородки.
Известно, что с целью обеспечения тепловой защиты внутренней неподвижной конструкции используют средства тепловой защиты, помещаемые со стороны центрального отсека и представляющие собой теплоизоляционную подушку, которая состоит, как правило, из материала на основе кварцевых волокон, керамического или микропористого материала и помещена между двумя полосами из нержавеющей стали. Теплоизоляционная подушка крепится к внутренней неподвижной конструкции посредством специальных крепежных устройств наподобие заклепок, точечно взаимодействуя с ней по всей поверхности. Кроме того, края указанной подушки удерживаются на внутренней неподвижной конструкции специальными удерживающими лентами, называемые фиксаторами. Если учесть, что для обеспечения тепловой защиты вышеуказанным способом необходимо проведение многочисленных повторных операций, укладка средств тепловой защиты на внутреннюю неподвижную конструкцию с использованием подобных средств крепления занимает довольно длительное время (несколько десятков часов).
С другой стороны, известные средства тепловой защиты непригодны для защиты внутренних неподвижных конструкций, выполненных из композитных материалов и имеющих облицовку из углеродно-эпоксидных материалов, поскольку такие средства не позволяют обеспечить гарантированное поддержание локальной температуры на уровне 120°С или ниже при сохранении значений толщины средств тепловой защиты и/или массы всего элемента в целом в пределах, приемлемых для применения в авиапромышленности. Таким образом, с точки зрения эксплуатационно-технических характеристик летательного аппарата наличие вышеуказанного недостатка ограничивает возможность применения подобных углеродно-эпоксидных облицовок, которые являются менее дорогостоящими, чем их изготовленные из углеродно-бисмалеимидных материалов аналоги, способные выдерживать температуры порядка 150°С. Это особенно важно с учетом того широкого применения, которое сегодня нашли композитные материалы в авиапромышленности.
Настоящее изобретение позволяет полностью или частично устранить перечисленные выше недостатки.
Основной задачей данного изобретения в соответствии с его первым аспектом является способ установки средства тепловой защиты, содержащего теплоизоляционную подушку, покрытую слоем конструкционного материала и расположенную на внутреннем неподвижном элементе гондолы турбореактивного двигателя, включающий следующие последовательные этапы:
- на по меньшей мере один из элементов, выбранных из группы, включающей указанный слой и внутреннюю облицовку внутреннего неподвижного элемента гондолы, наносят связующее вещество, обеспечивающее высокую механическую стойкость соединения при высоких температурах;
- указанный слой укладывают на указанную внутреннюю облицовку и
- при необходимости обеспечивают отверждение указанного связующего вещества.
Благодаря предложенному способу отсутствует необходимость в применении средств крепления, используемых для удержания средств тепловой защиты на внутреннем неподвижном элементе несмотря на наличие высоких температур, которые могут привести к разъединению деталей вследствие локальных расширений. Таким образом, достаточно нанести связующее вещество на соединяемые поверхности и совместить одну поверхность с другой, при этом связующее вещество выдерживает действие высоких температур, а ровность слоя, состоящего из конструкционного материала, обеспечивает надежное сохранение средств тепловой защиты на внутреннем неподвижном элементе. Отверждение связующего вещества происходит самопроизвольно по прошествии нескольких минут. Также связующее вещество отверждают способом, используемым отдельно или в сочетании с другим способом, выбранным из группы, включающей облучение, воздействие микроволнами, индукционное воздействие, нагревание.
Указанный способ также позволяет обойтись без использования большого количества средств крепления, расположенных в многочисленных точках соединения, а также без установки дорогостоящих фиксаторов; следовательно, указанный способ подходит для выполнения быстрой и малозатратной установки средства тепловой защиты на внутреннем неподвижном элементе.
Разумеется, указанный способ можно применять для обеспечения тепловой защиты других конструктивных элементов, применяемых в области авиации устройств, в частности несущих элементов (например, рамах воздухозаборника или реверсора тяги) или кожухах двигателя (например, наружного кожуха вентиляционного тракта).
В контексте данной заявки термин «конструкционный материал» следует понимать как материал, обладающий высокой конструкционной прочностью в диапазоне температур около 150°С и способный выдерживать теплоизоляционную подушку, то есть слой теплоизоляционного материала.
В соответствии с другими необязательными признаками предложенного в изобретении способа:
- указанный слой (35а) представляет собой слой стекловолоконного материала в связи с тем, что стекло особенно хорошо поддается сцеплению со связующим веществом, обеспечивая оптимальное соединение средства тепловой защиты с внутренним неподвижным элементом;
- указанную теплоизоляционную подушку прикрепляют к указанному слою стекловолоконного материала;
- указанную теплоизоляционную подушку покрывают не проницаемым для текучих сред противопожарным материалом, например листом из нержавеющей стали, благодаря которому обеспечивается отвод углеводородов, поступающих из отсека двигателя. Данный отвод является предпочтительным, если учесть лишний вес, обусловленный даже малейшим удержанием вытекающих текучих сред, и ущерб, который может быть причинен конструкции подобными углеводородами, особенно в случае, когда в ее состав входят композитные материалы. Кроме того, такой отвод необходим для снижения вероятности возгорания, учитывая, что по авиационным стандартам запрещено удержание воспламеняющихся веществ в воздушных карманах или пористых материалах наподобие теплоизоляционных подушек в конструкции летательного аппарата.
- в качестве альтернативного варианта указанную теплоизоляционную подушку выполняют из гидрофобного материала, что позволит обойтись без укладки материала, не проницаемого для текучих сред;
- указанная теплоизоляционная подушка представляет собой подушку, выполненную из материала типа Pyrogel 6671. Теплоизоляционная подушка типа Pyrogel 6671 подходит в особенности для случаев, когда необходимо обеспечить оптимальную тепловую защиту, благодаря тому что указанный материал обладает соответствующими тепловыми характеристиками. В результате во внутреннем неподвижном элементе возможно использование облицовок, изготовленных из углеродно-эпоксидных материалов, которые более чувствительны к тепловым напряжениям, чем их углеродно-бисмалеимидные аналоги. Выражение «типа Pyrogel 6671» означает, что любой материал со свойствами, эквивалентными свойствам Pyrogel 6671, применим для выполнения теплоизоляционной подушки.
- связующее вещество наносят на отдельные участки между теплоизоляционной подушкой и внутренним неподвижным элементом; при таком распределении связующего вещества возможно получение воздушного кармана между теплоизоляционной подушкой и внутренним неподвижным элементом, что благоприятно сказывается на тепловой защите конструкции. Слово «участок» в контексте данной заявки означает ограниченную зону, на поверхность которой наносят связующее вещество. Благодаря распределению связующего вещества указанным способом возможно образование воздушных карманов между двумя поверхностями;
- отверждение связующего вещества происходит самопроизвольно по прошествии нескольких минут;
- в соответствии с альтернативным вариантом связующее вещество отверждают способом, выбранным из группы, включающей облучение, воздействие микроволнами, индукционное воздействие, нагревание.
В соответствии со вторым аспектом настоящего изобретения предложен внутренний неподвижный элемент, содержащий теплоизоляционную подушку типа Pyrogel 6671, установленную на внутренней поверхности указанного элемента со стороны центрального отсека и присоединяемую к внутреннему неподвижному элементу посредством связующего вещества согласно описанному выше способу.
Остальные признаки и преимущества изобретения описаны ниже со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
- на фиг.1 показан общий вид в продольном разрезе гондолы турбореактивного двигателя в соответствии с уровнем техники;
- на фиг.2 показан местный вид в продольном разрезе узла, известного из уровня техники, в котором на внутреннем неподвижном элементе гондолы с помощью известных в данной области применения средств крепления установлена теплоизоляционная подушка;
- на фиг.3 показан местный вид в продольном разрезе сборного узла, полученного с использованием предлагаемого способа, в котором теплоизоляционная подушка типа Pyrogel 6671 прикреплена к внутреннему неподвижному элементу гондолы турбореактивного двигателя;
- на фиг.4 показана таблица, в которой приведены данные, иллюстрирующие сравнительные характеристики свойств теплоизоляционной подушки типа Pyrogel 6671 и традиционно используемых средств тепловой защиты.
На фиг.1 на виде в продольном разрезе показана гондола 1 турбореактивного двигателя, содержащая тракт 3, по которому в процессе работы турбореактивного двигателя циркулирует холодный воздух, и камеру 5 сгорания, частично охватываемую центральным отсеком 7, ограниченным снаружи внутренним неподвижным элементом 9 со стороны тракта 3.
На фиг.2 проиллюстрировано средство 11 тепловой защиты, закрепленное на внутреннем неподвижном элементе 9 со стороны центрального отсека 7. В состав средства 11 тепловой защиты входит теплоизоляционная подушка 13, подобная используемым в конструкции самолета Airbus A380 в качестве средства тепловой защиты, которая помещена между двумя листами 15а и 15b из нержавеющей стали. Внутренний неподвижный элемент 9 включает в себя металлическую панель 17, представляющую собой многослойную панель с ячеистой структурой; указанная панель расположена между внутренней облицовкой 19 и наружной облицовкой 21, которые выполнены из металла или композитного материала.
Средство 11 тепловой защиты крепят на внутренней облицовке 19 внутреннего неподвижного элемента согласно известному из уровня техники техническому решению с помощью средств 23 крепления. Указанные средства крепления расположены в многочисленных точках соединения по всей поверхности внутренней облицовки 19 внутреннего неподвижного элемента со стороны центрального отсека 7. Внутренняя облицовка 19 отделена от средства 11 тепловой защиты воздушным карманом 24, толщина которого равна, как правило, одному миллиметру. Также предусмотрены вентиляционные средства (не показаны), называемые в контексте данной заявки средствами вентиляции внутреннего типа и средствами вентиляции сквозного типа, которые обеспечивают соответственно вентилирование теплоизоляционного материала и необходимое распределение давления между воздушным карманом и центральным отсеком.
На фиг.3 показан внутренний неподвижный элемент 29, на который устанавливают средство 31 тепловой защиты, в соответствии с одним из вариантов осуществления предлагаемого изобретения. Указанное средство тепловой защиты содержит теплоизоляционную подушку 33 типа Pyrogel 6671, состоящую из аэрогелей на основе кварцевых волокон, которая помещена между слоем 35а стекловолоконного материала и листом 35b из нержавеющей стали. Теплоизоляционные подушки типа Pyrogel 6671 производятся компанией Aspen Aerogels (30 Forbes Road, Building B, Northborough, MA 01532 - USA). Что касается внутреннего неподвижного элемента 29, то она, как и рассмотренный выше внутренний неподвижный элемент 9, содержит многослойную металлическую панель 37 с ячеистой структурой, расположенную между внутренней облицовкой 39 и наружной облицовкой 41, которые могут быть выполнены из металла или композитного материала.
Слой 35а стекловолоконного материала теплоизоляционной подушки 33 прикрепляют к внутренней облицовке 39 внутреннего неподвижного элемента посредством связующего вещества 43. Для этого на первом этапе необходимо нанести связующее вещество 43 на слой 35а стекловолоконного материала и/или внутреннюю облицовку 39 внутреннего неподвижного элемента. В качестве связующего вещества 43 используют, например, вещество APRONOR, выдерживающий температуру до 1000°С, или любое другое связующее вещество, которое обеспечивало бы достаточные температурную и механическую стойкости, необходимые с учетом напряжений, действующих в зоне внутреннего неподвижного элемента. Вещество APRONOR выпускает компания APRONOR (Zone industrielle Nord, 39 avenue de I'industrie, 76190 Ste Marie des Champs - France).
Затем оператор располагает слой 35а стекловолоконного материала на внутренней облицовке 39. Выполнение отверждения связующего вещества может оказаться необходимым на следующем этапе. С этой целью можно применить, например, сушку при температуре, равной по существу 70°С, как это имеет место при использовании вещества APRONOR, выдерживающего температуру порядка 1000°С. Эта мера дает определенные преимущества, так как в данном случае в процессе присоединения теплоизоляционной подушки к внутреннему неподвижному элементу оператор может соединять указанные элементы друг с другом, не опасаясь преждевременного отверждения связующего вещества. В соответствии с вариантом осуществления, представленным на фиг.3, нет необходимости применять средства вентиляции сквозного типа при установке средства 31 тепловой защиты на внутреннем неподвижном элементе. Однако возможен вариант, в соответствии с которым связующее вещество наносят на отдельные участки; в этом случае необходимо применять средства вентиляции сквозного типа.
Таблица, приведенная на фиг.4, иллюстрирует преимущества способа применения средства 31 тепловой защиты с теплоизоляционной подушкой 33 типа Pyrogel 6671 по сравнению с традиционно применяемыми теплоизоляционными средствами, например средствами, устанавливаемыми в настоящее время в гондолах самолетов Airbus A380. Как следует из указанной таблицы, теплоизоляционные подушки типа Pyrogel 6671 отличаются более выраженными теплоизоляционными свойствами, чем используемые в настоящее время. По этой причине они лучше подходят для защиты внутренних неподвижных элементов с использованием облицовок из углеродно-эпоксидных материалов, которые считаются наиболее чувствительными к тепловым напряжениям. Таким образом, в случае использования традиционных средств теплозащиты для получения тепловых характеристик, обеспечиваемых теплоизоляционной подушкой типа Pyrogel 6671, пришлось бы использовать подушки гораздо большей толщины. Следовательно, теплоизоляционные подушки типа Pyrogel 6671 особенно подходят для использования в области авиации и, в частности, в тех случаях, когда подушку устанавливают в ограниченном пространстве.
Совершенно очевидно, что настоящее изобретение никоим образом не ограничивается описанными выше и проиллюстрированными на чертежах вариантами его осуществления, приведенными здесь только в качестве примеров.

Claims (11)

1. Способ установки средства (31) тепловой защиты, содержащего теплоизоляционную подушку (33), покрытую слоем (35а) конструкционного материала и расположенную на внутреннем неподвижном элементе (29) гондолы турбореактивного двигателя, включающий следующие последовательные этапы:
- на по меньшей мере один из элементов, выбранных из группы, включающей: указанный слой (35а) и внутреннюю облицовку (39) внутреннего неподвижного элемента гондолы, наносят связующее вещество (43), обеспечивающее высокую механическую стойкость соединения при высоких температурах;
- указанный слой (35а) укладывают на указанную внутреннюю облицовку (39); и
- при необходимости обеспечивают отверждение указанного связующего вещества (43).
2. Способ по п.1, в котором указанный слой (35а) представляет собой слой стекловолоконного материала.
3. Способ по п.2, в котором указанную теплоизоляционную подушку прикрепляют к указанному слою стекловолоконного материала.
4. Способ по любому из пп.1-3, в котором указанную теплоизоляционную подушку (33) покрывают не проницаемым для текучих сред противопожарным материалом, например листом (35b) из нержавеющей стали.
5. Способ по любому из пп.1-3, в котором указанную теплоизоляционную подушку выполняют из гидрофобного материала.
6. Способ по любому из пп.1-3, в котором указанная теплоизоляционная подушка (33) представляет собой подушку, выполненную из материала типа Pyrogel 16671.
7. Способ по любому из пп.1-3, в котором связующее вещество (43) наносят на отдельные участки.
8. Способ по любому из пп.1-3, в котором отверждение связующего вещества происходит самопроизвольно по прошествии нескольких минут.
9. Способ по любому из пп.1-3, в котором связующее вещество отверждают способом, выбранным из группы, включающей облучение, воздействие микроволнами, индукционное воздействие, нагревание.
10. Способ по п.9, в котором в качестве связующего вещества (43) используют вещество APRONOR, выдерживающее температуру порядка 1000°С.
11. Внутренний неподвижный элемент (29), содержащий теплоизоляционную подушку (33) типа Pyrogel 6671, установленную на внутренней поверхности указанного элемента со стороны центрального отсека способом по любому из предшествующих пунктов.
RU2011153089/11A 2009-06-15 2010-06-09 Способ установки средства тепловой защиты на внутреннем неподвижном элементе гондолы турбореактивного двигателя RU2533936C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0902902 2009-06-15
FR0902902A FR2946621B1 (fr) 2009-06-15 2009-06-15 Procede d'assemblage d'une protection thermique sur une structure interne fixe de nacelle de turboreacteur
PCT/FR2010/051148 WO2010146287A2 (fr) 2009-06-15 2010-06-09 Procédé d'assemblage d'une protection thermique sur une structure interne fixe de nacelle de turboréacteur

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2011153089A RU2011153089A (ru) 2013-07-27
RU2533936C2 true RU2533936C2 (ru) 2014-11-27

Family

ID=41719246

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011153089/11A RU2533936C2 (ru) 2009-06-15 2010-06-09 Способ установки средства тепловой защиты на внутреннем неподвижном элементе гондолы турбореактивного двигателя

Country Status (9)

Country Link
US (1) US20120082808A1 (ru)
EP (1) EP2443034B1 (ru)
CN (1) CN102458991B (ru)
BR (1) BRPI1013290A2 (ru)
CA (1) CA2761666A1 (ru)
ES (1) ES2555494T3 (ru)
FR (1) FR2946621B1 (ru)
RU (1) RU2533936C2 (ru)
WO (1) WO2010146287A2 (ru)

Families Citing this family (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9175607B2 (en) * 2011-01-18 2015-11-03 Spirit Aerosystems, Inc. Apparatus and method for shielding a thrust reverser structure from engine heat
CN102501977A (zh) * 2011-11-01 2012-06-20 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种发动机整流罩
US8733500B1 (en) * 2012-11-12 2014-05-27 Hexcel Corporation Acoustic structure with internal thermal regulators
US9714611B2 (en) 2013-02-15 2017-07-25 Siemens Energy, Inc. Heat shield manifold system for a midframe case of a gas turbine engine
US9909501B2 (en) 2013-07-03 2018-03-06 Pratt & Whitney Canada Corp. Acoustic structure for a gas turbine engine
FR3014840B1 (fr) 2013-12-17 2017-10-13 Airbus Operations Sas Ensemble pour aeronef comprenant un corps d'attache moteur equipe d'au moins une ferrure de support de manille penetrant dans le caisson du mat d'accrochage
FR3014841B1 (fr) 2013-12-17 2017-12-08 Airbus Operations Sas Ensemble pour aeronef comprenant un corps d'attache moteur en partie realise d'une seule piece avec une nervure interieure de rigidification d'un caisson de mat d'accrochage
FR3015431B1 (fr) * 2013-12-19 2017-12-15 Airbus Operations Sas Structure primaire de mat d'accrochage renforcee.
FR3015433B1 (fr) 2013-12-23 2016-02-12 Airbus Operations Sas Ensemble pour aeronef comprenant un mat d'accrochage integre a la nacelle et agence en partie arriere du fuselage
US10337408B2 (en) 2016-06-08 2019-07-02 Mra Systems, Llc Thermal insulation blanket and thermal insulation blanket assembly
US10247021B2 (en) 2016-12-07 2019-04-02 Rohr, Inc. High temperature seals for blanketless inner fixed structure
CN108644028B (zh) * 2018-03-12 2020-01-24 上海卫星工程研究所 一种大推力双向摇摆轨控发动机高温隔热屏
CN111216901A (zh) 2018-11-26 2020-06-02 本田技研工业株式会社 电源装置以及飞行体
JP7032289B2 (ja) * 2018-11-26 2022-03-08 本田技研工業株式会社 電源装置、および飛行体
US10876480B2 (en) * 2019-02-01 2020-12-29 Pratt & Whitney Canada Corp. Acoustic structure for gas turbine engine
PL3932801T3 (pl) 2020-06-30 2022-09-19 Airbus Helicopters Deutschland GmbH Wiropłat z układem przegrody przeciwogniowej
CN112483521B (zh) * 2020-11-17 2022-05-31 航天特种材料及工艺技术研究所 刚性热防护层套接于非封闭等径回转体舱段的工装及方法
EP4001105B1 (en) 2020-11-20 2023-07-05 Airbus Helicopters Deutschland GmbH A stiffener skeleton for a firewall arrangement of a rotary wing aircraft
EP4071046B1 (en) 2021-04-09 2023-06-07 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH A rotary wing aircraft with a firewall arrangement

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4522673A (en) * 1982-04-30 1985-06-11 Hexcel Corporation Heat insulating blanket
EP0748686A2 (en) * 1995-06-16 1996-12-18 The Boeing Company High temperature insulation system
RU2117811C1 (ru) * 1996-11-21 1998-08-20 Акционерное общество "Станкомаш" Способ защиты внутренней поверхности корпуса ракетного двигателя

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3930085A (en) * 1975-02-13 1975-12-30 Us Army Preparation of thermal barriers
US4567076A (en) * 1984-03-23 1986-01-28 The Boeing Company Composite material structure with integrated insulating blanket and method of manufacture
US5277955A (en) * 1989-12-08 1994-01-11 Owens-Corning Fiberglas Technology Inc. Insulation assembly
US5476237A (en) * 1993-06-18 1995-12-19 Northrop Grumman Corporation Syntactic film for thrust reverser blocker doors
USH2145H1 (en) * 2000-07-24 2006-02-07 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Mitigating ignition of fluids by hot surfaces
EP2813338B1 (en) * 2003-06-24 2016-08-17 Aspen Aerogels Inc. Methods to produce gel sheets
US20080020663A9 (en) * 2005-03-16 2008-01-24 Walters William D Laminated sheet material
FR2909974B1 (fr) * 2006-12-13 2009-02-06 Aircelle Sa Nacelle pour turboreacteur double flux
US7440283B1 (en) * 2007-07-13 2008-10-21 Baker Hughes Incorporated Thermal isolation devices and methods for heat sensitive downhole components
US9718447B2 (en) * 2009-02-02 2017-08-01 Goodrich Corporation Thermal management composite heat shield

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4522673A (en) * 1982-04-30 1985-06-11 Hexcel Corporation Heat insulating blanket
EP0748686A2 (en) * 1995-06-16 1996-12-18 The Boeing Company High temperature insulation system
RU2117811C1 (ru) * 1996-11-21 1998-08-20 Акционерное общество "Станкомаш" Способ защиты внутренней поверхности корпуса ракетного двигателя

Also Published As

Publication number Publication date
FR2946621B1 (fr) 2013-02-08
CN102458991B (zh) 2016-01-20
EP2443034B1 (fr) 2015-09-09
ES2555494T3 (es) 2016-01-04
RU2011153089A (ru) 2013-07-27
BRPI1013290A2 (pt) 2016-03-29
CN102458991A (zh) 2012-05-16
CA2761666A1 (fr) 2010-12-23
WO2010146287A3 (fr) 2011-03-10
WO2010146287A2 (fr) 2010-12-23
US20120082808A1 (en) 2012-04-05
EP2443034A2 (fr) 2012-04-25
FR2946621A1 (fr) 2010-12-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2533936C2 (ru) Способ установки средства тепловой защиты на внутреннем неподвижном элементе гондолы турбореактивного двигателя
EP0107727B1 (en) Heat insulating blanket
US8899512B2 (en) Acoustic attenuation panel for aircraft for engine nacelle
US20120308369A1 (en) Laminate thermal insulation blanket for aircraft applications and process therefor
US8733500B1 (en) Acoustic structure with internal thermal regulators
US8382039B2 (en) Turbomachine nacelle and anti-icing system and method therefor
US4926963A (en) Sound attenuating laminate for jet aircraft engines
RU2518991C2 (ru) Узел подвески турбореактивного двигателя летательного аппарата
US10247021B2 (en) High temperature seals for blanketless inner fixed structure
US9175607B2 (en) Apparatus and method for shielding a thrust reverser structure from engine heat
US8222165B2 (en) Composite fire shield
EP2538137B1 (en) Combustor with strain tolerant combustor panel for gas turbine engine
JP6462042B2 (ja) 断熱ブランケットおよび断熱ブランケット組立体
EP2821621B1 (en) Acoustic structure for a gas turbine engine
CN111107989B (zh) 隔热板
US20180043983A1 (en) Method and device for fireproofing a part in composite material
CA3068140A1 (en) Acoustic structure for gas turbine engine
US20160280355A1 (en) Apparatus and method for heat-sheilding fan duct inner wall
RU2545608C2 (ru) Звукоизолирующая панель, конструкция воздухозаборника и внутренняя неподвижная конструкция с такой панелью для гондолы авиадвигателя
CA2852324C (en) Acoustic structure for a gas turbine engine
Pichon et al. Thermal Protection Systems Technologies For Re-Entry Vehicles
US20130318978A1 (en) Liner assembly

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20160610