专利名称：一种具有热气散热部件的飞行器发动机舱的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种具有热气散热部件的飞行器发动机舱，该热气主要用于在上述发 动机舱进气道的唇缘上除冰。
背景技术：
为了限制机场外围噪音污染的危害，国际标准对噪音源的限制越来越严格。已经开发出某些技术来降低飞行器发出的噪音，主要是在发动机舱管道的腔壁上 敷设吸音衬垫来吸收部分声能，尤其可以利用亥姆霍兹共鸣器的原理来进行消音。众所周 知，该吸音衬垫从外向内包括一个多孔阻尼消音层，一个蜂窝结构和一个隔音反射层，以使 吸音衬垫发挥效应。目前，由于各种条件限制，例如成型加工或与其它设备兼容性的限制，被处理表面 的范围受到了限定。这样，吸音衬垫很难与那些用来避免形成和/或堆积冰和/或霜的系 统相兼容，而这些系统在那些部位是必不可少的。这些系统分为两大类，第一类被称作防冰系统，用以限制冰和/或霜的形成；第二 类被称作除冰系统，用以限制冰和/或霜的聚积，并且系统在冰和/或霜一旦形成时就开始 进行消除冰霜的工作。在后面的说明中，所谈及的冰霜处理系统或处理方法，就是一个防冰 系统或一种防冰处理方法，或一个除冰系统或一种除冰处理方法。
发明内容
本发明主要涉及一种利用从发动机提取的热气回流到前缘内腔壁部位来进行防 冰处理的方法。根据图1所示的一种实施方式，发动机舱10至少有一个管道12和一个外围腔壁 14，在其前部有一条由连接着管道12和外围腔壁14的唇缘16所限定的进气道。众所周知，管道12敷设有吸音衬垫18，该吸音衬垫从内向外有一个反射层，至少 一个蜂窝结构和至少一个阻尼消音结构。一个前框架20连接着管道12和外围腔壁14，用以加强发动机舱的结构，唇缘16 同样与上述前框架20相连。根据一种实施方式，为了确保形成唇缘16的护板和形成外围腔壁14的护板之间 的连接，上述护板的边缘均以任何适用的方式紧贴和固定在前框架20的凸边22上。根据一种实施方式，为了确保形成唇缘的护板和限定管道12的护板中的一个护 板之间的连接，上述护板的前缘互相交迭，并以任何适当的方式维持在相互抵靠铺设的状 态。如图1所示，前框架20有一个突边24，唇缘护板的内表面紧靠该突边铺设，并以任何适 用的方式固定就位。对应于护板交迭区域的接合区，就消音处理方面来看，形成了一个未处理面。有利地是，一个吸音衬垫26至少部分覆盖了唇缘的表面。作为补充，在唇缘部位预设有喷射来自动力装置的热气的部件，这些部件比如可以是管道，它们均预设在唇缘腔壁的内表面部位，用以维持热气喷射到该腔壁上。如专利申 请FR-070055586所述，这些管道被置于吸音衬垫26的蜂窝结构和阻尼消音结构之间。如图1所示，预设的热气散热部件旨在将管道12里的热气喷射出发动机舱结构之 外。根据一种实施方式，散热部件在唇缘腔壁上是以穿孔或微型孔28的形式出现。这种实施方式的第一个缺陷是从消音的方面来说，未作消音处理的散热部件占用 的区域面积增添到了同样未作消音处理的接合区域的面积里，这样不能优化消音处理。另一个缺陷是唇缘的金属薄板上的微型孔极少能承受流通经过的热气，这样会导 致出现微型裂纹的现象，大大降低进气道的使用寿命。最后，还有另一个限定因素，吸音衬垫的外表皮是由热敏复合材料组成。从消音的 角度来看，这些散热部件应当以极为恰当的方式安置在未作消音处理的区域，以便降低点 燃复合材料的风险。文献US-5088. 277描述了散热部件的另一种实施方式。根据该文献，前框架在其 中央部位有一个支撑面，组成唇缘的腔壁紧贴在该支撑面上。为了形成散热部件，组成唇缘 的腔壁在与前框架的接合区处有些凸起。这样，组成唇缘的腔壁在散热部件位置处与前框 架分离开，以让热气通过，该热气平行于管道表面被排出来。根据这种实施方式，形成管道 腔壁的外表面位于前框架支撑面的延长部分，使得管道表面和唇缘表面之间，甚至在凸起 之外的区域内有偏移。这种实施方式不令人满意，理由如下这些散热部件对发动机舱管道内流动的空气流产生很强的气动干扰。事实上，管 道表面和唇缘表面形成的凸起能够对安置在前部的动力装置或进气系统产生不容许存在 的气动干扰。空气流在发动机舱管道内的流动被那些凸起不断地干扰时，对除冰系统的准确功 能的干扰就更令人担忧了。根据另一个缺陷，管道表面和唇缘表面的偏移会导致一个表面缺陷，同样会生成 空气动力干扰。总之，平行于管道表面排放出的热气流有点燃用作管道表面消音处理的复合材料 的风险。同样如文献US-5. 088. 277所述，吸音衬垫要与散热部件分离，从消音方面来说，这 样会减少处理表面。同样，本发明旨在消除现有技术的缺陷，提出一种具有热气散热系统的发动机舱， 用来除冰并能优化消音处理，且增加处理表面而不产生过强的空气动力干扰。为此，本发明涉及一种具有散热部件的飞行器发动机舱，该散热部件能够连通发 动机舱的内部和外部，并且有一个位于两个组件之间的接合区，该接合区处两个组件重叠 置放，两个组件的每个都有一个组成发动机舱外表面的表面，分别位于接合区的两侧，其特 征在于上述散热部件有一个分成两个部分的楔形板，第一部分位于重叠置放的护板之间， 至少有一个突起件和/或凹陷件，从而在上述护板之间形成了通路以连通发动机舱的内部 和外部，第二部分位于一个单独的护板处，该护板位于接合区内部，以便在极端温度情况下 得到保护。这样，热气散热系统可以保护吸音衬垫，限制了上述衬垫与过热气体接触的风 险。
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散热部件的外形最好能沿着一个非平行于发动机舱外表面的方向与喷射热气相 适配，以便把热气混合在管道内流动的气动气流中，并把它冷却。热气喷射角度适于依照冷 却上述热气和上述热气气流对管道内流动的气动气流所产生的空气动力干扰之间获取一 个折中的效果来确定。
下面将结合附图仅通过举例的方式对本发明的其他特征和优点进行描述，其中-图1是根据原有技术制造的发动机舱前端的剖面图；-图2是根据本发明的热气散热系统的局部剖面图；-图3是发动机舱前端的剖面图，示出了根据原有技术和根据本发明的前框架的 位置，以及除冰和处理区域在消音方面的限定情况；-图4是一透视图，示出了根据本发明的散热系统的楔形板；-图5是楔形板的透视图，示出了图5中的楔形板连接在形成唇缘的护板上；-图6是图5的楔形板的透视图，示出了散热系统的输出孔；-图7是根据另一种变例的楔形板的透视图；-图8是图7中楔形板的透视图，示出了楔形板连接在组成唇缘的护板上；-图9是本发明的另一个变例的楔形板的透视图；-图10是本发明的另一个变例的楔形板的透视图；-图11是图10所示楔形板的侧视图；-图12至图14是没有楔形板的根据本发明的散热系统的各种不同变例；-图15是剖面图，示出了本发明带有两次连续连接的一个变例，一方面是一个楔 形板和一个形成唇缘的护板之间的连接，另一方面是在上述楔形板和一个生成管道的护板 之间的连接；以及-图16和图17是剖面图，示出了根据本发明的散热系统的一些变例，在接合区的 两个护板之间插接有垫圈。
具体实施例方式图2和图3示出了发动机舱30，其具有一条管道32，一个外围腔壁34和在其前部 由连接着管道32和外围腔壁34的唇缘36所限定的进气道。发动机舱的其他的部件不再 详述，因为业内人士对它们了如指掌。通常，管道的管壁(或唇缘)是由多个护板，多个板材，多个蒙皮或类似的材料组 合而成。在后面的说明中，管壁的所有这些形状均用护板这个词来表示。发动机舱30的结构有一个连接着管道32和外围腔壁34，并支撑着唇缘36的前框 架38，框架不必详述，因为业内人士对它同样了如指掌。前框架38有一个安置在外围腔壁34和唇缘36的接合处的第一前缘，以及一个安 置在管道32和唇缘36的接合处的第二前缘。在第一前缘处，前框架38有一个支撑面40，外围腔壁34和/或唇缘36都在这个 支撑面上相互连接。根据一种实施方式，为了降低阻力的影响，外部表面和唇缘的护板都是对接的，相
5互之间不交叠，并且两个护板都与支撑面40相连接。在第二前缘处，前框架38有一个支撑面42，管道32和/或唇缘36都在这个支撑 面上相互连接。根据一种实施方式，唇缘36的腔壁与支撑面42相连接，管道腔壁的端部与相对的 唇缘腔壁的端部相互交叠，并且以任何适用的方式相连接。为了减少阻力的影响，管道的护 板(或唇缘的护板)有一个凹陷处，其高度与唇缘护板的厚度相适配(或与相应的管道的 护板厚度适配)，使得在交叠区两侧的两个护板的空气动力面置于同一个平面。一般情况下，将两个组件，更准确地说两个护板或部分护板重叠的区域称为接合 区。本发明重点涉及的是在两个组件之间的接合区，每个组件在接合区的两侧都有一个形 成发动机舱外表面的表面。在后面的说明中，发动机舱内部即指由外围腔壁、唇缘和未与飞行器外部流动的 空气动力气流接触的管道确定的发动机舱区域。发动机舱外部对应空气动力气流流经的那 个互补的区域，在该区域气动气流与外围腔壁的外表面接触，或者与管道的外表面接触，管 道内气流流经涡轮机组。为了限制噪音污染的危害，管道32上敷设有吸音衬垫44，衬垫从内向外包括一个 反射层，至少一个蜂窝结构和至少一个阻尼消音层。吸音衬垫不再详述，因为业内人士同样 了解。组成空气动力面的阻尼消音结构一般用复合材料。为了改善消音处理的质量，唇缘同样可以敷设吸音衬垫46。在前框架和唇缘之间以及在唇缘和管道之间的接合区由于上述组件交叠安置均 未做消音处理。发动机舱在唇缘36处同样有除冰处理系统。本发明主要涉及一种内置有热气除冰系统的发动机舱。在这种情况下，预置有鼓 风设备把热气送至唇缘内部，使该热气与唇缘的内表面接触，阻止了在唇缘的外表面形成 或堆聚冰霜。根据一种实施方式，从动力装置和管路提取的热气被输送到前框架和唇缘限定的 空间内。这些各种不同的部件不再详述，因为业内人士均了解。有利地，预置某些部件把热气输送至唇缘的内表面，以加强除冰处理的效能。根据 专利申请FR-070055586描述的一种实施方式，在吸音衬垫的蜂窝结构和消音阻尼结构之 间插接有管道48。发动机舱有部件50，能够将除冰处理使用的热气输送到该发动机舱的外部。根据本发明，这些热气散热部件50预置在接合区，并且嵌入在构成接合区的两个 组件内。根据本发明，热气散热部件50至少有一个突起形状和/或凹陷形状，并被设置在 能够在上述组件之间形成热气通道的接合区的两个组件之间，以连通发动机舱的内部和外 部，并容许热气从发动机舱的内部向外部流动。在接合区处预置散热部件的做法可以减少未做消音处理的表面，优化了消音处 理，因为散热部件占用的面积不计算在接合区的面积之内。根据本发明，在接合区朝外置放的组件在接合区不变形，并且没有任何可能产生 气动干扰的凸起。依照各种情况，要么减少两个组件中至少一个的厚度，使接合区的两个上 述组件的接触面上形成一个或数个凹槽，要么接合区上朝内安置的组件朝内变形，使接触面上能增添突起形状，或者至少增添一个相关组件。根据本发明的一个重要特性，散热部件的形状适于能够按照一个非平行于发动机 舱外表面的方向喷射热气，使该热气与管道内流通的气动气流相混合，并把它冷却。有利地是，热气流的喷射方向与外表面形成一个5°至60°之间变化的角度。角 度最好在5°至30°之间，以便在热气冷却和管道内流动的气动气流的干扰之间获得一个 好的折中效果。依照本发明的一个重要发明点，接合区内安置的组件有一个倾斜面，位于该组件 外表面紧贴着另一个组件内表面的区域和组成发动机舱外表面的该组件的外表面的区域 之间，上述倾斜面能够引导热气流沿着一个非平行于发动机舱外表面的方向运动。根据一种实施方式，散热部件预置在发动机舱管道的整个周围，或者是沿着圆周 中的一个或数个区段。根据一种改进了的实施方式，热气的喷射角可以不是沿着外围一成不变的。这样， 可以根据散热部件在管道外围的位置来优化喷射角。根据一种实施方式，散热部件至少有一个楔形板52，并且在设置于接合区的两个 组件之中至少有一个突起件和/或凹陷件。根据一种优选的实施方式，楔形板52的一个部分插接在唇缘36的护板54和管道 32的护板56之间，前框架38的支撑面42处于上述护板54，56的交叠区的交汇处，详见图 2所示。这种配置还可以改善消音处理，因为前框架38，唇缘36，管道32和散热部件50之 间的接合区重叠在一起，这样减小了未做消音处理的表面。这种配置同样能够优化除冰处理，因为散热部件50没有设计成对应于前框架38 向前移动(根据气动气流的流动方向)。根据另一个优点，散热系统不再有孔洞或微型孔，鉴于在气压作用下不再会出现 撕裂的风险，这样明显地延长了使用寿命。这种配置还有促使空气从这个散热系统排出的优点，这样大大改善了唇缘的除冰工作。如图3所示，这种配置有可能移动前框架，这具有倾斜前框架的优点，因而赋予唇 缘更强的抗撞击能力。有利地，散热部件50包括一个楔形板52，其具有插接在重叠护板之间的第一部分 58，及位于一个单独的护板处的第二部分60。这个单独护板置于接合区内部，对应于管道 32的护板。这种配置可以保护形成管道32的护板，一般来说管道至少部分由复合材料制 成。根据图10和图11所示的第一个变例，散热部件50有一个楔形板52和在楔形板 的至少一个面上预置的接点62，它们构成了突起件，以容许热气从内向外通过。有利地，根 据这种实施方式，楔形板52包括承接着接点62的第一部分58，该部分插接在护板54，56之 间，以及仅仅与管道32的护板56相接触的第二部分60。接点62设置在楔形板52上面对 唇缘护板54的面上，使热气只和上述护板54接触，用以延长除冰处理工序和保护内管道的 护板56，一般来说，该管道至少部分由热敏的复合材料制成。有利地，第二部分60相对于第一部分58倾斜，使第二部分60的自由端部64被安置在组成唇缘和管道的护板气动面上。自由端部64最好为一个斜边形，以便获得的一个侧 面66的表面置于组成唇缘和管道32的护板的空气动力面上。倾斜的第二部分60能够带有一个入射角向发动机舱外喷射热气，使得热气与管 道内流动的气动气流混合，并且自行冷却。为了确保热气的流通，第一部分58沿着护板54，56的重叠区的整个长度L延伸。根据图4至图9描述的另一个变例，散热部件50有一个被称作楔形板的板子52， 在该楔形板52的至少一个面上有至少一条凹槽68，使热气从发动机舱内部向外部通过。根据图7至图9描述的实施方式，楔形板52有一个插接在两个护板54，56之间的 第一部分70，并且该部分至少沿着上述护板54，56的整个重叠区的长度延伸，还有一个相 对于第一部分70倾斜的第二部分72，使得第二部分72的自由端部74被安置在组成唇缘和 管道32的护板54，56的空气动力面上。自由端部74最好为一个斜边形，以便获得的一个侧面76的表面置于组成唇缘和 管道32的护板的空气动力面上。唇缘36的护板54最好有一个斜边形的端部78，以便获得的一个侧面的表面平行 于楔形板52的第二部分72的表面。楔形板52仅在对应于唇缘36的护板54的表面上有凹槽68。这样，热气被引导至 楔形板52和唇缘36的护板54之间，这种方式能保护通常至少部分由热敏复合材料制成的 管道32的护板56。凹槽68的宽度或大或小均可，如图7和图9所示。凹槽68的高度低于楔形板52的厚度，并且从第一侧面80延伸至第二侧面76。这样，凹槽68 —方面通到侧面80，并通过孔洞82与发动机舱内部连通，另一方面 通到侧面76，并通过孔洞84与发动机舱外部连通。由于第二部分是倾斜的，上述第二部分的凹槽68的底部同样是倾斜的，这样，热 气以一个入射角喷射到发动机舱外部，使热气与管道内流动的气动气流混合，并且自行冷 却。根据图4至图6描述的另一个实施方式，板材或楔形板52有一个高度完全等于唇 缘护板54厚度的凸肩86，该楔形板限定了一个薄板形式且嵌接在两个护板54，56之间的第 一部分88，该第一部分至少沿着上述护板54，56的重叠区的整个长度延伸；同时限定了一 个斜边形式并带有一个侧面92的第二部分90，斜面表面位于组成唇缘和内管道的护板的 气动面上；还限定有一个管道32的护板56紧贴着的倾斜面94。楔形板52仅在对应于唇缘36的护板54的表面上有凹槽96。这样，热气被引导至 楔形板52和唇缘36的护板54之间，这种方式能保护通常至少部分由热敏复合材料制成的 管道32的护板56。凹槽96的宽度或大或小均可。凹槽96的高度低于楔形板52的厚度，并且从第一侧面98延伸至第二侧面92。这样，凹槽96 —方面通到侧面98，并通过孔洞100与发动机舱内部连通，另一方面 通到侧面92，并通过孔洞102与发动机舱外部连通。如前所述，由于第二部分是倾斜的，上述第二部分的凹槽68的底部同样是倾斜 的，这样，热气以一个入射角喷射到发动机舱外部，使热气与管道内流动的气动气流混合，并且自行冷却。根据各种不同的变例，板材或楔形板52以任何适当的部件维持就位。根据一种实 施方式，预置一些孔洞104使螺钉或铆钉能够通过。在图12和图13中，散热部件50可以在组成唇缘36的护板54上直接形成突起件 和/或凹陷件106。根据一种实施方式，护板54的内表面有凹槽106，其沿着整个接合区延 伸，这些凹槽的第一端部与发动机舱内部连通，第二端部与发动机舱外部连通。根据图13所示的实施方式，护板56在接合区的前框架38和组成唇缘的护板54 之间延伸。根据图12所示的另一种实施方式，预置一个中间件108用来连接组成唇缘的护板 54、组成管道32的护板56和前框架38。这个中间件108有两个支臂，第一支臂110紧贴 在组成唇缘36的护板54的内表面，第二支臂112紧贴着组成管道32的护板56的外表面。 根据这个变例，散热部件50置于护板56和中间件108之间。依照各种情况，与护板54的 内表面接触的中间件108的支臂110的表面可以是突起形状和/或凹陷形状，并且/或者 与中间件108的支臂110接触的护板54的内表面也可以制成上述这些形状。根据图14所示的另一种变例，前框架38在组成唇缘36的护板54和组成管道32 的护板56之间延伸。根据一种实施方式，在前框架38的表面与护板54接触的部位，散热 部件50包括直接形成的突起形状和/或凹陷形状。这种凹陷和/或突起的外形延伸至一 个足够的长度，使得发动机舱内部与发动机舱外部连通，尤其在前框架和唇缘确定的区域。图15示出另一种变例，一块板材或挡板116提供了组成唇缘36的护板54和组成 管道32的护板56之间的连接。因此，这种实施方式在护板54和挡板116之间有一个第一 接合区，在挡板116和护板56之间有一个第二接合区。根据一种实施方式，散热部件50在 护板54和挡板116之间的形状为突起形状和/或凹陷形状118。依照各种情况，这些突起 和/或凹陷形状118置于挡板116与护板54接触的表面上，或在护板54与挡板116接触 的内表面上。根据图16和图17所示的其他实施方式，散热部件50在接合区的组件之间设有多 个尤其以垫圈形式出现的组件120。这样，如图16所示，垫圈120置放在一个中间件108的支臂110和唇缘36的护板 54之间。如图17所示，垫圈120设置在前框架38和组成唇缘36的护板54之间，以及在组 成管道32的护板56和组成唇缘36的护板54之间。当然本发明并不限制在各个不同的图例描述的实施方式中，散热部件的突起外形 和/或凹陷外形直接预置在至少一个组成接合区的一个部件和/或在一个被称作楔形板的 处于组成接合区的两个部件之间的夹层件上。
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权利要求
一种具有散热部件(50)的飞行器发动机舱，该散热部件能够连通发动机舱的内部和外部，并且有一个位于两个组件(54，56)之间的接合区，在该接合区处两个组件重叠置放，两个组件的每个都有一个组成发动机舱外表面的表面，分别位于接合区的两侧，其特征在于所述散热部件(50)具有一个分成两个部分的楔形板(52)，第一部分(58，70，88)位于重叠置放的护板之间，并且至少有一个突起件和/或凹陷件，从而在所述护板之间形成了通路以连通发动机舱的内部和外部，第二部分(60，72，90)位于一个单独的护板处，该护板位于接合区内部，以便在极端温度情况下得到保护。
2.根据权利要求1所述的飞行器发动机舱，其特征在于热气流喷射方向与外表面形 成一个5°至30°的角度，以被优化为在热空气冷却和管道中流动的气动干扰之间获取一 个良好的折中效果。
3.根据权利要求1或2所述的飞行器发动机舱，其特征在于安置在接合区内的组件 有一个倾斜面，位于该组件外表面紧贴着另一组件内表面的区域和组成发动机舱外表面的 该组件的外表面的区域之间，所述倾斜面能够引导热气流沿着一个非平行于发动机舱外表 面的方向运动。
4.根据权利要求1至3中任意一项权利要求所述的飞行器发动机舱，其特征在于第 二部分(60，72，90)具有一个斜边形，以便获得的一个侧面(66，76，92)的表面被置于护板 (54，56)的空气动力面上。
5.根据权利要求1至4中任意一项权利要求所述的飞行器发动机舱，其特征在于散 热部件(50)具有一个楔形板(52)，所述楔形板(52)的至少一个面上预置有接点(62)，它 们形成了突起件，使空气从内部向外部通过。
6.根据权利要求1至4中任意一项权利要求所述的飞行器发动机舱，其特征在于散 热部件(50)具有一个楔形板(52)，在其至少一个面上带有至少一条凹槽(68，96)，从而使 空气从发动机舱的内部向外部通过。
7.根据权利要求6所述的飞行器发动机舱，其特征在于所述凹槽(68，96)—方面通 到第一侧面(80，98)，并通过孔洞(82，100)与发动机舱内部连通，另一方面通到第二侧面 (76，92)，并通过孔洞(84，102)与发动机舱外部连通。
8.根据权利要求6或7所述的飞行器发动机舱，其特征在于所述楔形板(52)具有一 个高度完全等于第一护板(54)厚度的凸肩(86)，所述楔形板限定了一个薄板形式且嵌接 在两个护板(54，56)之间的第一部分(88)，该第一部分至少沿着所述护板(54，56)重叠区 的整个长度延伸；同时限定了一个斜边形式的第二部分(90)，该第二部分带有一个表面位 于所述护板(54，56)的气动面上的侧面(92)；还限定有一个紧贴着第二护板(56)的倾斜 面(94)，所述楔形板(52)只在相应于第一护板(54)的面上有凹槽(96)。
9.一种飞行器发动机舱，具有内管道(32)、外围腔壁(34)和在其前部由连接着所述 内管道(32)与所述外围腔壁(34)的唇缘(36)所限定的进气道，前框架(38)连接所述外 围腔壁(34)和所述内管道(32)并承载着所述唇缘(36)，一个除冰系统利用吹到所述唇缘 (36)内部的热气，根据前述权利要求中的任意一项权利要求的热气散热部件(50)置于组 成内管道(32)的护板(56)和组成唇缘(36)的护板(54)之间。
全文摘要
本发明涉及一种具有散热部件(50)的飞行器发动机舱，该散热部件能够连通发动机舱的内部和外部，并且有一个位于两个组件(54，56)之间的接合区，在该接合区处两个组件重叠置放，两个组件的每个都有一个组成发动机舱外表面的表面，分别位于接合区的两侧，其特征在于上述散热部件(50)有一个分成两个部分的楔形板(52)，第一部分位于重叠置放的护板之间，并且至少有一个突起件和/或凹陷件，从而在上述护板之间形成了通路以连通发动机舱的内部和外部；第二部分仅位于一个护板处，该护板位于接合区内部，以便在极端温度情况下得到保护。
文档编号B64D15/04GK101918275SQ200880119681
公开日2010年12月15日 申请日期2008年12月1日 优先权日2007年12月3日
发明者吉勒·谢纳, 阿兰·波特, 阿尔努·奥尔米耶勒 申请人:空中巴士运作简易股份有限公司