构成具有改善防霜的发动机舱的元件的制作方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及一种构成飞机发动机舱的元件，所述发动机舱由复合结构和加热元件 形成，以及特别并非排它的前缘结构，所述前缘结构特别地用于飞机发动机舱的进气口。
【背景技术】
[0002] 已知，飞机发动机舱形成所述发动机的整流罩，其功能是多样的：所述发动机舱特 别包括在其上游部通常被称为"进气口"的部分，其一般为环形，其功能特别是将外部空气 向发动机引导。
[0003] 如附图1所示，其以示意图的形式呈现所述进气口的纵向剖面图。
[0004] 所述发动机舱部分包括位于其上游区域的前缘结构1，所述前缘结构1包括，一方 面严格来讲被称为"进气唇缘"的前缘2,以及另一方面用于限定舱室5的第一内壁3,防霜 装置6设置在舱室5内，即任何能够保证唇缘的防冰和/或防霜的装置。
[0005] 在此提醒的是除霜是除去已经存在的冰，防冰是防止冰的形成。
[0006] 所述进气唇缘2通过铆接固定在进气口的下游部7,所述下游部包括位于其外表 面上的防护罩9和位于其内表面上的吸音装置11，所述吸音装置通常被称为"声学罩";所 述进气口的下游部7限定了一种由第二壁13关闭的腔室。
[0007] 一般情况下，这些零件的装配由金属合金加工成形，典型地铝基合金用于进气唇 缘，和防护罩9,钛基合金用于两个壁3和13。所述防护罩9还可以由复合材料制成。
[0008] 该典型进气口存在一定的缺陷：相对重的重量，制造需要多个组装操作，并且大量 铆钉的出现影响空气动力学的质量。
[0009] 为了克服这些缺陷，正常演化将利用复合材料代替金属材料。
[0010] 许多研宄已经考虑应用复合材料，特别是用于前缘结构1。
[0011] 然而，这些研宄现在仍遇到复合材料的热反应问题，从而影响进气唇缘内设置的 除霜和防冰系统的效率。
[0012] 复合材料的热导率低于金属材料的热导率，特别是铝。
[0013] 当除霜热源位于进气唇缘内或其内表面上时，复合材料不足以有效地防霜。
[0014] 调节适合进气唇缘2的除霜和/或防冰的相对要求是困难的，适于所述唇缘2的 机械特性由"典型"复合材料制成。
[0015] 实际上，所述唇缘的外表层不能达到所需温度来保证各点有效地防冰和/或除 霜，不会由于在各个点超过玻璃化转变温度而引起热损害复合材料。
[0016] 复合材料维度的改变，特别是复合材料厚度的减小，并不能解决该问题。
[0017]此外，该修改后的前缘结构并不适宜支持其内在应用的其他环境的限制。
[0018] 实际上，该修改导致降低了有关机械限制的进气唇缘的耐受性，静力耐受性类型 和/或工具、飞禽或冰雹影响的耐受性。
[0019] 此外，在进气唇缘经受猛烈空气流时，会引起复合材料的严重侵蚀风险。
[0020] 一种用于补救上述主要缺陷的考虑的解决方案提出一种前缘，所述前缘由至少一 个多轴复合结构在加热元件上堆叠而成，加热元件用于除霜和/或防冰。
[0021] 所述多轴复合结构的意思是，复合材料包括在空间三方向上的纤维，其中加强纤 维贯穿其厚度方向，允许将复合材料层连接在一起。
[0022] 该结构略微改善了热导率，但实现该方法相当复杂。
[0023] 此外，为了充分提高，例如环氧基质复合材料的横向导热率，将需要15%至20% 的纤维，从技术上讲是非常困难的，并且对于唇缘平面的机械特性非常不利。
[0024] 因此，全部问题并未解决。
【发明内容】
[0025] 因此，本发明的目的特别在于提供一种解决方案，使得应用复合材料的零件构成 飞机发动机舱，特别是前缘结构，而不具有现有技术中的缺陷。
[0026] 本发明的目的在于提出一种复合前缘结构，特别是当加热元件安装在进气唇缘内 表面时，在电防护装置防霜的情况下，使得防冰或除霜变得高效。
[0027] 同样适于设计一种前缘结构，其提供抵抗可能冲击（例如冰雹）的耐受性，同时持 续保证除霜和/或防冰功能的高效性，基于上述两个目的，有必要优化构成该元件的材料 的导热率。
[0028] 本发明的另一目的在于提供一种前缘结构，所述前缘结构在结构厚度上具有加强 的导热率，从而减小前缘内表层和外表层之间的温度差异，来提高唇缘系统-除霜防护装 置的热效率，并减小热增加反应时间。
[0029] 还具有能够改变外形调节前缘结构的导热率的优点。即沿着发动机舱的纵轴放射 演变。更特别的，理想地提供一种前缘结构，其中根据前缘结构的外形和涉及的重要尺寸， 管理散热的多个方面，特别是管理散热方向。
[0030] 本发明的另一目的在于提供一种增强导热率的前缘结构，同时保证基质内强化的 改善结合力。
[0031] 本发明的目的通过一种构成飞机发动机舱的元件实现，所述发动机舱由至少一个 复合结构和一个加热元件形成，所述构成飞机发动机舱的元件包括防霜元件，其特征在于， 所述复合结构具有由至少一种室温导热系数大于等于SOOW^nT1 的材料加强的基质，从 而保证发动机舱元件内的横向导热系数。
[0032] 该复合材料使得构成发动机舱的元件（该元件可以是前缘结构），由于在复合结 构厚度上的掺杂材料而具有良好的热性能，同时保证对于可能不得不经受的不同冲击和侵 蚀的良好耐受性，而且并不阻碍基质内复合材料纤维的结合力。
[0033] 以适当方式存在于基质内的掺杂材料使得热导率，特别是复合结构厚度方向上的 热导率（厚度和渐进热导率或不依据本发明的追求目的）增加，使得前缘的外表层能够达 到高效除霜和/或防冰的适当温度，同时保持复合结构树脂在每点和每刻都保持在玻璃化 转变温度之下。
[0034] 在固化过程中，通过更快速地均化材料内温度的分布，该增加的导热率还改善了 复合结构树脂的性质，在该操作过程中，还显著最小化了温度梯度，并因此在固化之后的复 合材料的冷却过程中，最小化内部约束。
[0035] 根据本发明的前缘结构的其他可选特征：
[0036] _所述复合结构具有至少由金刚石粉末加强的基质，从而以上述方式保证发动机 舱元件内的横向导热系数；
[0037] _所述复合结构具有至少由纳米颗粒或纳米管加强的基质，从而以上述方式保证 发动机舱元件内的横向导热系数；
[0038] -所述复合结构的基质材料掺杂率a在1%至50%之间；
[0039] -所述复合结构的基质材料掺杂率a在50%至90%之间；
[0040] _所述复合结构被配置成使得所述结构的基质材料掺杂在所述结构的厚度上变 化；
[0041] -所述结构基质的材料掺杂（dopage)在复合结构的外板层更高，所述外板层形成 元件的外表面；
[0042] _仅复合结构的部分板层基质是可选地掺杂材料；
[0043] _所述复合结构被配置成使得所述结构的基质的材料掺杂的粒度 (granulom6trie)在所述结构的厚度上变化；
[0044]-复合结构具有在所述结构的厚度上变化的纤维密度；
[0045] -所述元件还包括位于复合结构和加热元件之间的组装材料，所述组装材料由至 少一种室温导热系数大于等于800W ?nT1 ^IT1的材料加强，从而保证发动机舱元件内的横向 导热系数；
[0046] -所述元件还包括隔热器，所述隔热器位于加热元件内，或者被加热元件覆盖，或 者通过复合板层结构与加热元件分离；
[0047] -本发明还涉及一种特别用于飞机发动发动机舱进气口的前缘结构，包括前缘和 内壁，内壁限定在前缘内的纵向舱室，该纵向舱室容纳除霜和/或防冰装置，所述前缘由至 少一个复合结构和一个加热元件形成，其中所述前缘由如上所述的元件形成。
[0048] 本发明还涉及一种进气口，其特征在于它包括根据前述的前缘结构。
【附图说明】
[0049] 通过查阅附图，本发明的其他特征和优点将根据下面的描述变得更为显著，其 中：
[0050] -附图1所示为现有技术中进气口部分的纵向截面图（参见本说明书的前序部 分）；
[0051] -附图2-5所示为根据本发明的进气前缘结构的不同实施例的截面图。
[0052] 在上述附图中，相同或相似的附图标记指代相同或相似的部件或部件配件。
【具体实施方式】
[0053] 如附图1所示，前缘结构1特别地集成在飞机发动机舱进气口上，如现有技术所 述，典型地包括前缘2和内纵向壁3,所述内纵向壁3限定了舱室，所述舱室特别用于容纳除 霜的防霜装置6和/或防冰类型装置。
[0054] 所述防霜装置可以是任意类型的。
[0055] 更具体而言，所述防霜可以是设置在前缘2内的气动电子除霜和/或防冰装置，或 者是任意其他类型的内部除霜和/或防冰装置。
[0056] 附图1进一步限定了前缘结构2外表面fe，例如暴露在外部的冷空气下的外部表 面，以及前缘结构2的内表面fi，例如限定舱室的结构的内部表面。
[0057] 如附图2所示为根据本发明的进气唇缘的前缘结构2的第一特定实施例。
[0058] 在一变形例中，该前缘2可以是结构性的。
[0059] 如前所述，这意味着前缘2具有结构功能，以及空气动力学功能。
[0060] 所述力进一步被准确标定尺寸的内壁3