[发明专利]特别是用于飞行器发动机舱的进气口的前缘结构

说明书

技术领域

本发明涉及一种前缘结构，特别是用于飞行器发动机舱的进气口的前缘结构。

背景技术

众所周知，飞行器发动机舱形成发动机的整流罩并且执行多种功能：特别地，该机舱在其上游部具有通常称为“进气口”的部分，该部分通常为圆柱形，并且其作用特别在于将外部气体导向发动机。

如附图1所示，其中示出了该进气口的纵向剖面示意图，一方面，该机舱部分包括在其上游区域的前缘结构1，该前缘结构1包括前缘2，严格来讲，通常称为“进气口唇缘”，另一方面，该机舱部分还包括限定隔间5的第一内隔板3，其中布置有防冰装置6，即，能够对唇缘进行防冰和/或除冰的任何装置。

进气口唇缘2通过铆接固定至进气口的下游部7，该下游部在其外表面上具有防护罩9，并在其内表面上具有吸音装置11，通常称为“吸音罩”，该进气口的下游部7限定一种由第二隔板13封闭的箱。

一般情况下，所有这些部件由金属合金制成，通常进气口唇缘2和防护罩9由铝基合金制成，两个隔板3和13由钛基合金制成。罩9也可以由复合材料制成。

这种传统的进气口具有一定数量的缺陷：其重量相对较高，其构造需要许多组装操作，并且大量铆钉影响了其空气动力性能。

为了消除这些缺陷，一个自然的发展是用复合材料替代金属材料。

针对使用复合材料，已经完成了相当多的研究，特别是用于前缘结构1的复合材料。

然而，该研究迄今遇到了关于复合材料的热性能问题和对设置在进气口唇缘的除冰或防冰系统的功效造成的影响。

复合材料比金属材料的热传导性低，特别是铝。

目前为止，不可能要求与进气口唇缘2的除冰和/或防冰装置相关的机械性能和与所述唇缘（由“传统”合成材料制成）相关的机械性能一致。

事实上，由于没有复合材料的热退化，通过在多个点超过其玻璃转变温度实现的热退化，不可能达到在唇缘的外表层上的必需的温度以保证防冰和/或有效地除冰。

调整复合材料的尺寸，并更特别地降低复合材料的厚度，不能够克服这个问题。

进一步地，这种调整还会降低进气口唇缘与机械应力相关的强度和与工具、鸟或冰雹有关的静力强度和/或冲击强度。

发明内容

因此，本发明特别旨在提供一种方案，使其能够将复合材料应用于飞行器前缘结构（特别是发动机舱），其不具有现有技术中的缺陷。

本发明的一个目的在于提出一种复合前缘结构，提供有效的防冰或除冰，特别用于电防冰装置。

本发明还旨在提供一种前缘结构，在继续执行除冰和/或防冰功能的同时，提供显著的耐冲击性。

本发明的另一个目的在于提出一种前缘结构，在结构的厚度上具有更优化的热传导性能，从而可以降低前缘的内表层和外表层之间的温度差，提高唇缘-防冰装置系统的热效率，并且减少温度升高的响应时间。

有利地，还能够适应前缘结构在其轮廓上的热传导，即，沿着机舱的纵向轴线演变的热传导以及放射状的热传导。

有利地，还提出一种具有质量减少的前缘结构。

本发明的目的通过一种前缘结构，特别是用于飞行器发动机舱进气口的前缘结构来实现，该前缘结构包括前缘和内隔板，所述内隔板限定所述前缘内的纵向隔间，所述纵向隔间容纳除冰和/或防冰装置，值得注意的是，所述前缘由位于加热元件顶部的至少一个多轴复合结构形成，所述加热元件设计成用于除冰和/或防冰。

多轴复合结构指的是包括所有三个空间方向的纤维的复合材料，具有穿过其厚度的加强纤维，使得能够将复合层相互连接。

使用这种多轴复合材料来形成前缘结构，由于在复合结构的厚度上使用了加强纤维，使得前缘结构具有好的热性能，同时相对于其可能经受的多种冲击确保优异的强度。

横向加强纤维的存在，使复合结构在厚度上具有渐进的热传导性，使得能够达到对于前缘的外表层上有效除冰和/或防冰合适的温度，同时使得复合结构的树脂所有点的温度在任何时候都保持在其玻璃转变温度以下。

横向加强纤维的存在，改善了结构所需的必要时间，从而实现正确操作防冰和/或除冰系统所要求的温度。

根据本发明前缘结构的其他可选特征：

-所述多轴复合结构包括由碳、铜或铝制成的加强纤维。

-所述多轴复合结构使用缝纫方法制成。

-所述多轴复合结构使用针缝方法制成。

-所述多轴复合结构包括角联锁类型的编织框。

-所述多轴复合结构包括加强纤维，所述加强纤维相对于所述结构的平面的法线倾斜定向。