專利名稱：一種用于飛行器的帶有焦耳效應霜處理系統(tǒng)的吸音襯墊的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及一種用于飛行器的帶有焦耳效應霜處理系統(tǒng)的吸音襯墊， 該吸音襯墊主要用于覆蓋飛行器的前緣和飛行器發(fā)動機艙的進氣道。
背景技術：
飛行器的推進系統(tǒng)包括一個發(fā)動機艙，其中大致以同心方式安裝有動 力裝置，以驅(qū)動裝在主軸上的進氣裝置。
發(fā)動機艙有一個內(nèi)腔壁，限定了前端的進氣道管道，第 一部分氣流(也 被稱作主要氣流)穿過發(fā)動機來參與燃燒工序，第二部分氣流(也被稱作 次要氣流)受進氣裝置的引導進入到一條由發(fā)動機艙內(nèi)腔壁和動力裝置外 腔壁形成的環(huán)形管道中。
推進系統(tǒng)發(fā)出的噪聲 一 方面包括噴氣噪音，即在管道外多種氣流混合 形成的聲音和燃燒廢氣的聲音，另一方面還包括內(nèi)部件產(chǎn)生的噪音叫內(nèi)部 噪聲，即進氣裝置、壓縮機、渦輪機以及燃燒時在管道內(nèi)部傳播的噪聲。
為了限制機場附近噪聲污染的危害，限制噪聲源的國際標準越來越嚴格。
已經(jīng)開發(fā)出某些技術來降低內(nèi)部噪聲，主要是在管道的管壁上放置吸 音襯墊來吸收部分聲能，尤其可以使用亥姆霍茲共鳴器的原理來進行消 音。眾所周知，吸音襯墊也被稱作吸音板，從內(nèi)向外包括一個反射層，至 少 一個蜂窩結構和一個阻尼消音結構。
所謂反射層，就是一層或多層同種性質(zhì)或非同種性質(zhì)的材料制成的層。
阻尼消音結構就是一種有耗散作用的多孔結構，它把通過該結構的聲 波能量部分地轉(zhuǎn)換成熱能。該結構具有 一些可以讓聲波通過的叫做開口區(qū) 的區(qū)域，還有一些不容許聲波通過而是旨在確保上述層的機械阻尼的叫做 關閉區(qū)或?qū)嵭膮^(qū)的其它區(qū)域。這個阻尼消音層的主要特點是開口面積比主要根據(jù)發(fā)動機以及構成上述層的組分而變化。
目前，受制于各種不同條件，諸如成型或與其他設備的兼容性，人們 主要想到在發(fā)動機艙的內(nèi)腔壁中由進氣道和出氣道限定的一個區(qū)域內(nèi)敷 設吸音襯墊。
為了增強消音處理的效果， 一種辦法是增大吸音襯墊的覆蓋面積。然 而，目前無法在進氣道部位或發(fā)動機搶的唇口部位敷設吸音襯墊，尤其是 因為上述吸音襯墊還不能與該區(qū)域必須配備的防止冰霜的形成和/或聚積 的系統(tǒng)相匹配。
這些系統(tǒng)分為兩大類，第一類被稱作防冰系統(tǒng)，它可以限制冰和/或
霜的形成；第二類被稱作除水系統(tǒng)，它可以限制冰和/或霜的聚積，并且 在水和/或霜一旦形成時它起到消除冰霜的作用。在下面描述中所涉及的 霜處理系統(tǒng)，就是一個防水系統(tǒng)或一個除水系統(tǒng)，霜這個概念包括了霜或冰。
對于防冰處理， 一種方法是在地面上將某種氣體或液體沉積在飛行器 的待處理表面上。盡管這種處理尤其在起飛時是有效的，但它們的處理時 效有限。而除水系統(tǒng)必須裝載在飛行器上，因為水霜能夠在飛行器的空氣 動力表面上形成。尤其當飛行器穿過某些氣象條件時，水霜會在機翼的前 緣部分、在發(fā)動機艙的邊緣、尾翼的邊緣或其他部位生成。 更準確地說本發(fā)明涉及一種利用焦耳效應的電霜處理系統(tǒng)。 這個霜處理系統(tǒng)使用的電阻是由覆蓋著絕緣層的導電材料制成的，并 利用焦耳效應來加熱待處理表面。這類系統(tǒng)不令人滿意，因為它相對脆弱，
容易在飛鳥、水雹以及維護中的意外事故的撞擊下受到損壞。在受損壞的 區(qū)域內(nèi)，霜處理系統(tǒng)有可能不再工作了，這就有可能形成水或霜并逐步聚 積。最后，其與噪聲處理吸音村墊不相兼容，在表面上敷設這個霜處理系 統(tǒng)一般會削弱噪聲處理的性能。
發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明旨在通過提出 一種用于飛行器的帶有焦耳效應霜處理系統(tǒng)的 吸音襯墊來消除現(xiàn)有技術的缺陷，從而優(yōu)化防冰和消音功能。
為此，本發(fā)明的目的是提出一種能夠覆蓋到飛行器前緣(例如推進裝置的發(fā)動機艙的進氣道)的吸音村墊發(fā)動機艙。上述的吸音襯墊一方面從 里至外包括一個反射層，至少一個蜂窩結構和一個具有確定開口面積比的
阻尼消音結構；另一方面包括至少一個以加熱層形態(tài)出現(xiàn)的霜處理系統(tǒng)， 其包括 一 些能夠讓聲波通過的開口區(qū)，它們至少部分地與阻尼消音結構的 開口區(qū)吻合，其中，阻尼消音結構包括至少一個帶開口的結構層，并且在 上述阻尼消音結構中，至少一個加熱層放置在結構層的下面。
這種設置能夠使噪聲的處理和霜處理完美結合。
阻尼消音結構最好包括一個帶開口區(qū)的結構層，并且加熱層置于上述 結構層的下面。依照這種結構，霜處理系統(tǒng)得到了保護，這樣能夠縮短飛 行器在地面的停留時間和維護時間。
下面將結合附圖，通過舉例的方式對本發(fā)明的其它特征和優(yōu)點進行描 述，其中，
圖1是飛行器推進裝置的透視圖2是根據(jù)本發(fā)明的一個發(fā)動機艙進氣道的縱向剖面圖3A是根據(jù)第一實施方式的具有霜處理功能的吸音襯墊的各層剖面
圖3B是根據(jù)另一實施方式的具有霜處理功能的吸音襯墊的各層剖面
圖4顯示了霜處理系統(tǒng)的一個導線部件與阻尼消音層各開口的相對 位置的示意圖5的示意圖一方面顯示了阻尼消音層開口的修改方案，另一方面顯 示了加熱層的修改方案；
圖6的示意圖一方面顯示了阻尼消音層開口的又一個修改方案，另一 方面顯示了加熱層的又一個修改方案；
圖7是顯示了具有霜處理功能的吸音襯墊的另一個修改方案的剖面
圖8是顯示了具有霜處理功能的吸音襯墊的另一個修改方案的剖面
圖；圖9是顯示了具有霜處理功能的吸音襯墊的另一個修改方案的剖面
圖io顯示了利用焦耳效應確保霜處理功能的加熱層的第一種修改方
案；
圖llA是顯示了圖IO所述修改方案的第一實施方案的剖面圖； 圖IIB是顯示了圖IO所述修改方案的另一實施方案的剖面圖； 圖12顯示了利用焦耳效應的確保霜處理功能的加熱層的另一種修改 方案；
圖13A是顯示了圖12所述修改方案的第一種實施方案的剖面圖； 圖13B是顯示了圖12所述修改方案的另一種實施方案的剖面圖； 圖14顯示了利用焦耳效應確保霜處理功能的加熱層的另一種修改方
案；
圖15顯示了利用焦耳效應確保霜處理功能的加熱層的另一種修改方
案；
圖16是圖15中所示加熱層的剖面圖17顯示了利用焦耳效應確保霜處理功能的加熱層的另一種修改方
案；
圖18顯示了進氣道部位各個不同霜處理系統(tǒng)位置的縱向剖面圖；和 圖19顯示了進氣道部位各個不同霜處理系統(tǒng)位置的橫向剖面圖。
具體實施例方式
根據(jù)下文描述，本發(fā)明應用于飛行器推進裝置的進氣道上。然而，本
在下面描述中，所謂霜是指各種性質(zhì)、結構及厚度的冰和霜。 圖1顯示了飛行器的推進裝置10,其通過支撐桿12連接在機翼下。 然而該推進裝置也可以連接到飛行器的其它區(qū)域。
該推進裝置包括一個發(fā)動機艙14,其中大致以同心方式裝配有動力 裝置，以驅(qū)動安裝在主軸16上的進氣裝置。發(fā)動機艙縱軸以參考標號18 表示。發(fā)動機艙14包括一個內(nèi)腔壁20，它限定了前端的進氣道22,第一 部分進入氣流(也被稱作主要氣流)穿過動力裝置來參與燃燒工序；第二部分氣流(也被稱作次要氣流)受進氣裝置的引導進入到一條由發(fā)動機艙 內(nèi)腔壁20和動力裝置外腔壁形成的環(huán)形管道中。
進氣道22的頂部24形成為大致環(huán)狀，沿著大致與縱軸18垂直的平 面延伸，如圖2所示，或者沿著與縱軸18不垂直的平面延伸，其頂部處 在12點鐘略微向前的位置上，如圖18所示。而且也可以考慮其他形狀的
進氣道。
在下面描述中，所謂空氣動力面是指與空氣動力氣流接觸的飛行器的 蒙皮表面。
為了限制噪聲污染的危害，人們想到尤其是在空氣動力面上采用吸音 襯墊26,尤其利用亥姆霍茲共鳴器的原理來吸收部分聲能的方案。眾所 周知，這種吸音襯墊也被稱作吸音板，其從內(nèi)向外包括一個反射層28, 一個蜂窩結構30和一個阻尼消音結構32。
可選地，吸音襯墊可以包括多個蜂窩結構30,它們分散在被稱作隔 膜的各個阻尼消音層里。
根據(jù)一實施方式，反射層28可以是金屬板的形式，也可以是至少一 層在樹脂基質(zhì)中浸泡過的編織纖維或非編織纖維所構成的薄膜形式。
蜂窩結構可以是金屬或復合材料的蜂窩形狀，比如， 一種名為Nida Nomex的商用蜂窩狀結構。
反射層和蜂窩結構不再詳細介紹，因為本領域技術人員對它們已經(jīng)十 分了解。
阻尼消音結構32至少包括一個具有耗散作用的多孔結構，能把穿過 本結構的聲波聲能部分地轉(zhuǎn)換為熱能。
根據(jù)一實施方式，阻尼消音結構可以是至少一層編織纖維或非編織纖 維，纖維最好浸泡過樹脂，以確保沿著纖維的各個不同方向獲得力。
根據(jù)另一實施方式，阻尼消音結構32包括至少一個多孔層34及至少 一個向阻尼消音結構傳遞所需機械特性的結構層36。
多孔層34可以是金屬織物或非金屬織物，例如金屬絲網(wǎng)。
結構層36可以是表面上有開孔38或微型孔的金屬或復合材料板，以 確保聲波通過上述結構層。根據(jù)非限定性的實施方式，結構層36可以是 金屬板或諸如浸泡過樹脂的碳纖維復合板，還可能例如用玻璃纖維基的加強層40來增強結構層，如圖7所示。
結構層36上有各種不同形狀和大小的開孔38或微型孔，例如如圖4 和6所示的長方形孔或如圖5所示的組合圓形孔。開孔38的形狀和大小 的確定原則是減少對空氣流動的干擾，確保所需機械阻尼，防止脫層，并 讓聲波順利通過以使吸音襯墊有很好的工作效率。
結構層36的優(yōu)勢在于它處在外部，多孔層34夾在上述結構層36和 蜂窩結構30之間。這種設置可以很好地保護多孔層34。
可選地，多孔層34可以設置在兩個結構層36之間，如圖3A所示。
根據(jù)另一實施方式，吸音襯墊可以包括至少一個加強件，例如圖7所 示的夾在蜂窩結構和阻尼消音結構之間的碳線線圈4 2 。
在各種情況下，阻尼消音結構32具有一些可讓聲波通過的被稱為開
口區(qū)的區(qū)域，還有一些不容許聲波通過而是旨在確保上述防護層的機械阻
尼的被稱為關閉區(qū)或?qū)嵭膮^(qū)的其它區(qū)域。這個阻尼消音層的主要特點是它 的開口面積比主要根據(jù)發(fā)動機和構成上述吸音襯墊層的組分而變化。
如圖2和18所示，為了進一步降低噪音污染，進氣道22在空氣動力 面的至少一部分上裝有吸音襯墊26。
根據(jù)一實施方式，吸音襯墊26沿著進氣道的整個周邊，從發(fā)動機機 吊艙的內(nèi)腔壁20延伸至進氣道的頂部24。優(yōu)選地，如圖2和18所示， 吸音襯墊26最好延伸超出進氣道的頂部24，并覆蓋住發(fā)動機艙外表面44 的一部分。
吸音襯墊的放置不再詳述，因為本領域技術人員對其十分了解。 為了限制霜的生成或避免其聚積，人們想到在進氣道22的部位安裝 至少一套霜處理系統(tǒng)。
在下面描述中所提及的霜處理系統(tǒng)就是防冰系統(tǒng)或除水系統(tǒng)。
為了使消音處理和霜處理能夠相兼容，使其中一方的工作不影響到另 一方的工作，霜處理系統(tǒng)就是一個利用焦耳效應的呈現(xiàn)至少一個加熱層 46的霜處理系統(tǒng)，層內(nèi)有能夠使聲波通過的開口區(qū)，并且這些開口區(qū)至 少部分地與阻尼消音結構的開口區(qū)相吻合，從而使阻尼消音層的開口面積 比的變化率小于35%。
加熱層46的優(yōu)點在于它被放置在結構層36之下，以避免受到外來襲擾，例如飛鳥、水雹或維護中的意外事故的撞擊。
這種設置可以確保霜處理系統(tǒng)的工作更加可靠，降低了飛行器在地面 的停留時間，把損傷風險降得更低。
如圖9所示，加熱層可被設置在反射層28和蜂窩結構層30之間。然 而，這種可選方案效果不佳，因為加熱層遠離了待處理的表面，在空氣動 力層上有可能形成霜。
根據(jù)另一可選方案，加熱層46同樣可以起到阻尼消音層的作用，如 圖8所示。在這種情況下，加熱層46具有一些能夠使聲波通過的多孔區(qū) 域。
才艮據(jù)第一種可選方案，如圖4、 12、 14、 16和17所示，阻尼消音結 構包括一些開口區(qū)，它們設置為建立近似直線的實心區(qū)，并且加熱層包括 至少一個扁平線性導電部件48，其寬度小于或等于結構層36的實心區(qū)的 寬度，如圖4所示。
采用扁平線型導電部件48可以減小加熱層的厚度，并且不影響吸音 襯墊的工作。
此外，由于加熱層的導電部件48不延伸至結構層的開口 40，這樣可 以不改變阻尼消音結構32上的開口面積比。
此外，在導電部件48被結構層36覆蓋和保護的情況下，這種設置能 夠降低損傷的風險。
據(jù)此情況，加熱層可以只包括一個蛇形線性導電部件48，其沿著整 個待處理區(qū)域延伸，如圖17所示；或者多個串聯(lián)在一起的線性導電部件 48,如圖14所示；或者是并聯(lián)在一起的線性導電部件，如圖12和15所 示。
根據(jù)第一實施方式，線性導電部件48連接兩個電極或柵級50， 50，。 每個U型柵級連接到放置在U型支路之間的電源線52上。按照第一技術 方案，導電部件48放置在U型支路之間，如圖13A所示。按照另一技術 方案，線性導電部件成對放置，U型件的每個支路上都連接有一個導電部 件48,如圖13B所示。
根據(jù)第二可選方案，如圖5、 6和10所示，加熱層至少有一個導電層 54,上面設有能夠使聲波通過的開口 56，這些開口至少部分地與阻尼消音結構的開口區(qū)相對應，從而減少了阻尼消音層開口面積比的變化。
根據(jù)圖5所示的第一實施方式，加熱層的實心區(qū)(無開口 )不擴展到 阻尼消音層的開口區(qū)域，尤其結構層的開口。
根據(jù)圖6所示的另一實施方式，在加熱層上設置的各開口之間預留的
中間區(qū)域非常小，以至于結構層的開口面被上述中間區(qū)堵上的概率非常少。
采用層式導電部件的事實能夠減少加熱層的厚度，并且降低對消音處 理的干擾。
另外，采用層式導電部件的事實能夠限制在發(fā)生點狀損傷的情況下?lián)p 壞區(qū)域擴散的風險。
最后，由于表面層受到了結構層的保護，而且通過結構層開口的加熱 層表面區(qū)域很小，這樣降低了損壞加熱層的風險。
根據(jù)圖IIA所示的第一技術方案，加熱層包括兩個重疊的導線層54， 延伸到兩個U型電極或纟冊級58、 58，之間， 一條電源線60置于各個電極 58、 58'的U型件支路之間。
根據(jù)圖11B所示的另一技術方案，加熱層包括一個導線層54，延伸 到兩個U型電極或柵級58、 58，之間， 一條電源線60置于各個電極58、 58'的U型件支路之間。
根據(jù)本發(fā)明的另一個特性，加熱層具有至少一個包裹在這根或這些導 電部件上的絕纟彖部件62。
根據(jù)可選方案，加熱層可以包括兩個放置在導電部件或一些導電部件 周圍的絕緣薄膜62，上述薄膜的開口區(qū)對應于加熱層的開口區(qū)。
根據(jù)發(fā)明的另一個特性，圖2和18中用虛線表示的采用焦耳效應的 霜處理系統(tǒng)可以與其它霜處理系統(tǒng)配合，尤其和呈現(xiàn)至少振動發(fā)射器64 的點式霜處理系統(tǒng)相配合。
這樣，振動發(fā)射器64安裝在發(fā)動機艙的外表面44處，如圖18所示， 和/或在發(fā)動機艙內(nèi)部角度范圍66處，大致是在2點至4點及8點至10 點的區(qū)域內(nèi)延伸，如圖9所示。
這樣，由于該區(qū)域內(nèi)水渣被動力裝置所吸納的風險#_限制，所以能量 消耗相對小的振動發(fā)射器64放置在外表面。同樣，冰或霜在發(fā)動機艙內(nèi)或編號為66的角度范圍內(nèi)的生成受到了限制，從而可以使用掃頻振動發(fā)射器。由于在發(fā)動機艙內(nèi)的角度范圍66之間的想像區(qū)域內(nèi)更易于生成較大 的霜或冰，為了限制動力裝置吸入大水塊的風險，可以在這些區(qū)域內(nèi)采用 電焦耳效應霜處理系統(tǒng)，其工作性能更加可靠，能夠阻止霜或冰的形成， 盡管這類霜處理系統(tǒng)的能量消耗較大。聯(lián)合使用各種不同的霜處理系統(tǒng)能夠優(yōu)化處理的效果，減少能量的消 耗，并且獲取可靠和有效的工作成果。
權利要求
1.一種能夠覆蓋飛行器前緣，例如推進裝置(10)發(fā)動機艙(14)的進氣道(22)的吸音襯墊，上述吸音襯墊一方面從里到外包括一個反射層(28)，至少一個蜂窩結構(30)和一個具有確定開口面積比的阻尼消音結構(32)；另一方面包括至少一個呈現(xiàn)加熱層(46)的霜處理系統(tǒng)，其包括一些能使聲波通過的開口區(qū)，它們至少部分地與阻尼消音結構的開口區(qū)吻合，其特征在于，所述阻尼消音結構(32)包括至少一個帶開口(38)的結構層(36)，并且在上述阻尼消音結構中，至少一個加熱層(46)放置在結構層(36)的下面。
2. 根據(jù)權利要求1的所述吸音襯墊，其特征在于，所述阻尼消音結 構的開口區(qū)設置為建立近似直線的實心區(qū)，并且所述加熱層(46)包括至 少一個扁平線性導電部件(48),其寬度小于或等于所述結構層(36)的 實心區(qū)的寬度。
3. 根據(jù)權利要求2所述的吸音襯墊，其特征在于，所述加熱層(46) 包括一個線性蛇形導電部件48，沿著整個待處理區(qū)域延伸。
4. 根據(jù)權利要求2所述的吸音襯墊，其特征在于，所述加熱層(46) 包括多個串聯(lián)在一起的線性導電部件(48)。
5. 根據(jù)權利要求2所述的吸音村墊，其特征在于，所述加熱層(46) 包括多個并聯(lián)在一起的線性導電部件(48)。
6. 根據(jù)權利要求1所述的吸音襯墊，其特征在于，所述加熱層包括 至少一個導電層(54),其包括能讓聲波通過的開口 (56)，并且這些開 口至少部分地與所述阻尼消音結構的開口區(qū)相吻合，從而減少了所述阻尼 消音結構開口面積比的變化。
7. 根據(jù)權利要求2至6中的任何一項所述的吸音襯墊，其特征在于， 所述加熱層(46)包括至少一個包裹在所述導電部件(48)上的絕緣部件(62)。
8. —種飛行器推進裝置(10 )發(fā)動機艙(14 )的進氣道(22 ),其 在消音處理方面至少部分地覆蓋有吸音村墊(26),所述吸音襯墊(26) 一方面從里到外包括一個反射層(28)，至少一個蜂窩結構(30)和一個具有確定開口面積比的阻尼消音結構(32);另一方面包括至少一個呈現(xiàn) 加熱層(46)的霜處理系統(tǒng)，其包括能使聲波通過的一些開口區(qū)，它們至 少部分地與阻尼消音結構的開口區(qū)吻合，其特征在于，所述阻尼消音結構 (32)包括至少一個帶開口 (38)的結構層(36)，并且在上述阻尼消音 結構中，至少一個加熱層(46)放置在所述結構層(36)的下面。
9. 一種飛行器推進裝置(10)發(fā)動機艙的進氣道，其特征在于，它 被吸音襯墊部分地覆蓋，所述吸音襯墊一方面從里到外包括一個反射層(28),至少一個蜂窩結構(30)和一個阻尼消音結構(32)，其中所述 阻尼消音結構(32)具有至少一個帶開口 (38)的結構層(36);另一方 面包括至少一個至少呈現(xiàn)加熱層(46)并放置在結構層(36)下面的霜處 理系統(tǒng)，其包括能使聲波通過的一些開口區(qū)，它們至少部分地與阻尼消音 結構的開口區(qū)吻合，以及還包括至少一個呈現(xiàn)振動發(fā)射器(64)的點式霜 處理系統(tǒng)。
10. 根據(jù)權利要求9所述的發(fā)動機艙的進氣道，其特征在于，上述至 少一個點式霜處理系統(tǒng)安裝在發(fā)動機艙外表面(44)處和/或在發(fā)動機艙 內(nèi)部的大致在2點至4點及8點至10點的區(qū)域內(nèi)延伸的角度范圍(66)內(nèi)。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種能夠覆蓋飛行器前緣，例如推進裝置發(fā)動機艙的進氣道的吸音襯墊。上述吸音襯墊一方面從里至外包括一個反射層(28)，至少一個蜂窩結構(30)和一個具有確定開口面積比的阻尼消音結構(32)；另一方面包括至少一個呈現(xiàn)加熱層(46)的霜處理系統(tǒng)，其包括能使聲波通過的一些開口區(qū)，它們至少部分地與阻尼消音結構的開口區(qū)吻合，其中，阻尼消音結構(32)包括至少一個帶開口(38)的結構層(36)，并且在上述電阻消音結構中，至少一個加熱層(46)放置結構層(36)的下面。
文檔編號B64D33/02GK101622174SQ200780042783
公開日2010年1月6日 申請日期2007年11月13日 優(yōu)先權日2006年11月16日
發(fā)明者吉勒·謝納, 法布里斯·岡蒂耶, 阿蘭·波特 申請人:法國空中巴士公司