用于涡轮喷气发动机机舱元件的电除冰设备的制造方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种尤其是用于航空涡轮喷气发动机/涡轮螺旋桨发动机的机舱进气口唇缘的电除冰/防冰设备，并涉及一种装备有这种设备的机舱。本发明还涉及一种机舱元件的和飞机元件的电除冰/防冰方法。
【背景技术】
[0002]飞机由一个或多个推进组件推进，每个均包括被封装在机舱内的涡轮喷气发动机/涡轮螺旋桨发动机。每个推进组件均通过一般地位于机翼之下或机身上的桅杆被固定到所述飞机。
[0003]机舱一般具有这样的结构:包括发动机的进气口上游、围绕涡轮喷气发动机风扇的中段、容纳推力反向装置并意在围绕所述涡轮喷气发动机的燃烧室的下游段，并一般地由其出口位于所述涡轮喷气发动机的下游的喷嘴终止。
[0004]所述进气口包括:一方面进气口唇缘和另一方面下游结构，所述进气口唇缘适配于允许朝着所述涡轮喷气发动机的提供给风扇和所述涡轮喷气发动机的内压缩机的必要空气的最佳吸收，所述唇缘被添加在所述下游结构上并用于朝着所述风扇叶片引导空气。所述组件被固定在属于所述机舱的所述上游段的风扇护套的上游。
[0005]在飞行期间，根据温度和湿度的情况，在所述机舱上，特别是在所述进气口唇缘的外表面处可能结霜。冰和霜的存在改变了所述进气口的空气动力学属性，并扰乱了朝着所述风扇的空气的流动。此外，如果发生冰块分离，由所述发动机造成的吸入冰块和在所述机舱的进气口上的结霜会损害所述发动机，对飞行安全构成风险。
[0006]一种对外表面除冰的解决方案在于通过使有关表面保持足够温度来防止在该外表面上形成冰。
[0007]因此，例如从美国专利4688757已知的是，收集涡轮喷气发动机压缩机处的热空气并把它带到所述进气口唇缘，以加热壁。
[0008]然而，这种设备在所述涡轮喷气发动机和所述进气口之间需要热空气吸入管道系统，和在所述进气口唇缘处的热空气排放系统。这种做法增加了推进组件的重量，这是不可取的。
[0009]为了最大化地减轻机舱(更一般地，航空仪器)构造中使用的结构的重量，普遍采取的是使用复合材料。
[0010]这些特别是用于生产所述机舱的所述进气口唇缘的材料的使用，一般与前述气动除冰和防冰设备不相容。
[0011]实际上，这些材料的暴露温度一般不允许超过临界阈值，以防止材料变性并因此损害所述结构。
[0012]由于电除冰/防冰系统，这些缺点已经被克服。
[0013]文献EP1495963可以特别地被引用，虽然很多其他文献与电除冰及其进展有关。
[0014]电除冰设备的实现使用加热电阻组件(也称作加热垫)，所述加热电阻组件被植入外表面附近的所述进气口唇缘处并由电力供应源提供电能。
[0015]欧洲专利申请EP1953085也可以被引用，其涉及用于提供加热垫的电气架构。
[0016]在本申请中描述的架构提供了一种源于专用于加热垫组件的发电机的电力供应源。
[0017]这些架构允许调节所述机舱的所述进气口的不同区域的温度。然而，这些除冰系统在重量、可靠度和可用性方面过于复杂和过重。
【发明内容】
[0018]本发明的目的是提供一种除冰设备，其易于安装、不损害复合材料、在质量方面廉价、可靠度尚，并且具有尚可用性。
[0019]为了这个目的，本发明涉及一种用于涡轮喷气发动机/涡轮螺旋桨发动机的机舱元件的电除冰/防冰设备，包括:
[0020]-包括两个加热级(6tage)的加热组件，被置于待防止结霜的所述机舱元件中；
[0021]-电能供电电路，向所述加热组件的第一级传递主电压，且包括:
[0022]〇电力供应源；
[0023]〇除冰/防冰电路，其连接至所述加热组件由所述电力供应源提供电压；
[0024]所述除冰设备特征在于，它进一步包括用于为所述加热组件的第二级传递补充电压的装置。
[0025]因此，通过提供用于把主电压的补充电压传递到第二加热级的装置，所述第二级仅在飞行的特别阶段期间提供，从而允许相对于现有技术而言，极大地减少所述加热组件的能量消耗。举例来说，飞机上升或下降阶段期间，可以向所述第二加热级提供电压。此外，如果所述第一级发生故障，所述第二级构成了附加的安全保障。
[0026]另外，所述单个电路允许向所述加热组件提供电能，从而也相对于现有技术而言，简化了用于所述加热元件的电网络架构。
[0027]根据本发明，用于传递所述补充电压的装置进一步包括:
[0028]-至少一个温度传感器，被放置在待防止结霜的机舱元件内；
[0029]-至少一个接触器，被集成到所述除冰电路而且又在进气口处连接至所述电力供应源以及在出气口处连接至所述加热组件的所述第二加热级；
[0030]-至少一个控制单元，被连接到所述温度传感器和所述接触器，适配于可选地控制抑制位置和闭合位置之间的接触器的通道，根据抑制位置不向所述第二级提供电压，根据闭合位置向所述第二级提供电压。
[0031]可选地，所述控制单元被集成到所述除冰电路，其允许提供紧凑并易于集成的除冰设备。
[0032]根据依照本发明的所述除冰设备的第一实施例，所述电力供应源由飞机电网络构成。
[0033]根据该实施例，所述除冰电路包括:
[0034]-功率转换级，其由所述飞机电网络提供电压并与所述控制单元连接，所述功率转换级适配于把所述飞机电网络传递的交流电压转换成可变的直流电压；
[0035]-接触器，其进口连接至所述功率转换级的出口且其出口连接至所述加热组件的所述第二加热级，所述接触器受所述控制单元控制。
[0036]根据依照本发明的所述除冰设备的第二实施例，所述电力供应源由发电机构成。
[0037]根据该实施例，所述发电机被进一步连接到所述加热组件的所述第一级，且所述除冰/防冰电路由接触器构成，该接触器的进口连接至所述发电机且出口连接至所述加热组件的所述第二加热级，所述接触器受所述控制单元控制。
[0038]此外，所述加热组件包括四个分布在待防止结霜的所述机舱元件的外围上的加热器。
[0039]本发明还涉及一种用于涡轮喷气发动机或者涡轮螺旋桨发动机的机舱，包括根据本发明的除冰/防冰设备，其特征在于所述加热组件被集成到所述机舱的进气口唇缘。
[0040]本发明还涉及一种用于涡轮喷气发动机/涡轮螺旋桨发动机的机舱元件的除冰/防冰方法，所述机舱包括根据本发明的除冰/防冰设备，所述方法特征在于，其包括如下步骤，旨在:
[0041]-识别机舱元件的温度；
[0042]-根据被识别的温度，向所述加热组件的所述第一级传递可变主电压；
[0043]-如果待防止结霜的所述机舱元件的温度值低于预定温度值，则向所述加热组件的所述第二级传递补充电压。
[0044]最后，本发明涉及一种飞机元件的除冰/防冰方法，所述元件包括根据本发明的除冰/防冰设备，其特征在于，它包括如下步骤，旨在:
[0045]-识别所述组件的元件的温度；
[0046]-根据被识别的温度，向所述加热组件的所述第一级传递可变主电压；
[0047]-如果待防止结霜的所述机舱元件的温度值低于预定温度值，则向所述加热组件的所述第二级传递补充电压。
【附图说明】
[0048]一旦阅读了下面的描述并查阅了附图，本发明的其他特征和优势将变得显而易见，其中:
[0049]-图1以横截面示意性地说明了用于装备