专利名称：飞行器发动机舱的配有电阻毯体的防冻与解冻系统的制作方法
技术领域：
01本发明涉及飞行器发动机抢的配有电阻毯体的防冻与解冻系统。 进气口与唇体的解冻通常通过在进气口位置引入热气完成，所述 热气通过设置在发动机抢厚度中的管道或通道从反应器中出来。 此外，已有技术的空气动力系统能允许防冻，但无法简单而容易 地实施解冻，而本发明的系统通过临时输送该解冻所需要的功率可以为特 定区域解冻，所消耗的功率根据所选择的防冻与解冻模式进行调节。本发明提出实施一解冻与防冻系统，其不占据机艙内部的位置， 且耗能少，并通过按飞行状态和按地面状态来调节解冻功率，为使用提供很大的灵活性。
发明内容
按照本发明一优选的实施方式，所述解冻系统包括解冻部件，所 述解冻部件由被埋在一电绝缘材料中的至少两加热电阻元件网构成，所述 网的至少两组电阻元件被隔离，从而把隔开的两网集成到待解冻的一板的 厚度中。 更好地，按照本发明的所述解冻系统包括网的操控电路，该网的 操控电路包括两独立的通道，以保证对所述两电阻网的供电控制。 本发明的其它特征与优点将在阅读对以下按照一实施例进行的 描述中获得更好的理解，所述实施例参考附图以非局限性方式给出，其中图l:飞行器发动机舱组件的部分剖面图；图2:已有技术下的一机抢前部的剖面示意图；图3:按照本发明第一实施例的一机艙前部的剖面示意图；图4:按照本发明第一实施变型的一机艙前部的剖面示意图； 图5:按照本发明第二实施变型的一机抢前部的剖面示意图；图6:按照本发明第三实施变型的一机抢前部的剖面示意图；图7A:按照本发明思路的一电阻网的剖面图； 图7B:图7A的电阻网的一细部， 图8A、 8B和8C:按照本发明的配备解冻系统的进气口区部的 示意图； 图9A和9B:按照本发明的解冻系统的两种运行方式的示意图；
图10:按照本发明的解冻系统的两个实施例； 图11A和11B:按照本发明的解冻系统的运行周期的两个实例。
具体实施例方式本发明主要涉及飞行器部分的、尤其是所述飞行器发动机抢的解 冻与防冻。飞行器发动机艙1被整体示意性示出在图1上。 这样的发动机抢1包括一配有一唇体3的进气口 2，所述唇体由 进气口的管件4紧随。按照已有技术的一这样的发动机艙前部被示出在图2上，其中可 看出，包括一减音板的管形部分4相对于进气口的唇体3后退，从而在位 于一内隔板14前面的被解冻部分与配有减音板5的部分之间留出一緩冲区 域A，以保护该减音板免受由一导道15表征的热空气解冻装置的高温。 按照图3、 4和5的本发明的实施例，发动机舱总是包括配M 成材料制的第一减音板5的一管件，且按照本发明，唇体配备解冻部件6、 6a、 6b、 6c、 6d，所述解冻部件形成唇体的壁部分且替代热空气解冻部件。按照本发明的解冻部件覆盖进气口的内唇体的一部分3b，且一方 面延伸在进气口外唇体的一部分3a上，另一方面延伸在唇体与进气口的管 件之间的接合区7a、 7b、 7c上。更特别地且尤其按照图3的实施例，接合区7a包括进气口的管 件的一前伸部8，所述前伸部连接在唇体3的一延伸部的一内边缘上，解 冻部件6c覆盖所述前伸部8。合成材料的管件4包括一外壳层4a与一内壳层4b，它们紧围用 以形成所述第一减音板5的减音材料，且前伸部8由外壳层与内壳层4a、 4b的夹合边构成，所述夹合边通过粘接相连接或通过浸入壳层4a、 4b的 树脂的热聚合相连接，这正如在文献EP 0897174A1中所描述的合成材料 减音板的实施方法中已公知。按照图4的实例，唇体3由一上盖体10构成，所述上盖体形成 进气口的拱背部(extrado) 12，且延伸出唇体的前缘(bord d，attaque ) ll之外，配备第一减音板的进气口的管件4延伸，以构成唇体3的拱腹部 (intrado) 13的一部分。按照所述实例，形成唇体的壁部分的解冻部件包 括设置在上盖体IO内壁上的第一趁体6a、以及i殳置在伸长的进气口的管 件的减音板5的外表面上的第二毯体，接合区7b位于唇体3的前缘11附 近。所述构造的优点在于能从发动机内部开始、直到唇体的前缘处实 现一连续的减音区，这尤其有利于对抗噪音。按照图5的实例，唇体3完全由进气口的管件的延长部构成，所 述管件的延长部形成唇体3的拱腹部13、前缘11和拱背部12。按照图6的实例，图2的原始进气口结构被保留，解冻部件6d 延伸在接合区之外，用以覆盖进气口的管件的至少一部分。 解冻部件6a覆盖唇体的外部区3a，解冻部件6b覆盖所述唇体的 内部区3b，这里唇体的内部区具有第一减音区9，解冻部件6c覆盖唇体与 进气口之间的一接合区7c,且解冻部件6c覆盖第二减音区5的一部分。所示的解冻部件6、 6a、 6b、 6c、 6d为电气部件，且它们尤其由 包括加热电阻的趙体构成。为了保护所述毯体，优选地把所述趙体设置在唇体的内表面上，至少处于唇体被暴露的前缘或顶点的部分中。当解冻部件必须覆盖减音板 时，相反，毯体可以被设置在减音板的外表面上，且被穿有孔洞，用以通 过留出与希望达到的降音效果所适合的开放表面比率，而允许减音板运行。 针对所述复杂的已有技术条件，系统包括电气的加热元件，其被 埋在形成进气口的唇体3与进气口的管件的板的厚度内，用以实现飞行器 发动机艙1的解冻系统，所述发动机枪包括具有一唇体3的一进气口 2。覆盖电阻元件的电绝缘体是尤其为硅树脂(silicone)或氯丁橡胶 (n6opren )类型的一柔软材料。如图7B所示，电阻元件102,皮并联地连接，这在例如一物体撞击进气口之后造成一电阻元件断裂的情况下，可减小系统失效的风险。 为了控制所述网，所示的系统包括网的操控电路106、106a、106b， 所述操控电路包括两独立的通道，以保证对两电阻网103a、 103b进行独 立的供电操控。所述操控电路的示意图被示出在图IO上，而在进气口被分 段为构成四个子网201、 202、 203、 204的四个区部的范围内，图8B和8C 示出缆线108a、 108b、 108c路线的一实例一一其避免把缆线设置在最暴露 的进气口下方区域中。 缆线108a、 108b、 108c、 108d集合其所分配的区部电流的进入 部与流出部。 系统的操控电路在图10中表示为两被分开的电路106a、 106b， 该操控电路包括一系列缆线束108 ，用于对电阻子网整体进行供电。 各网的缆线安装成能完全与其它网的缆线分开，从而把电路同时 发生故障的风险减小到最低。
[81所述的系统令功耗最优化，原因是操控电路设置成能按照根据飞 行阶段或系统使用状态确定的时序周期对加热器进行供电或断电。
[82
一个或多个盒体107a、 107b保证对缆线网与电阻网式加热器进 行监测，且保证所传递的电压与电流强度恰当，并通过测定是否存在意外 的短路或断路情况来保证对系统的监测。
[83同样，例如通过汇流条给盒体供电的供电电路是独立的，其中所 述汇流条净皮连接在直流电压源116a、 116b和交流电压源117a、 117b上。
此外，为了增加冗余(redondance)，各盒体由两独立的汇流条供电。
[84在特定的时刻，各通道或盒体使用同一供电汇流条，以便在两加热器网之间的电绝缘出现问题的情况下，唯 一 的汇流条不受影响。
[85尤其当汇流条其中之一在盒体或通道之一上发生失败时，两盒体或通道将使用另一汇流条。
[86为了操控按照本发明的系统，把进气口分段成连续的解冻区部，通过至少一操控电路106、 106a、 106b,对设置在解冻区部的连续电阻网201.....212进行操控，所述操控电路适于为所述区部同时供电或依次供电。
[87按照子网的位部，可以优先选择解冻运行或防冻运行。
[881 通过连续操控至少一解冻区部可以实现一防冻阶段110，而通过 至少一区部的一时段加热周期来实现解冻阶段111。
[89图9A示出一运行模式，其中，通过对区部顺序供电来操控发动 机舱外部部分进行解冻，并且，通过对设置在所述部分内的电阻网供给直 流电，来控制进气口的唇体的顶部与进气口的管状部分进行防冻。
[90图9B示出一运行模式，其中，发动机舱外部部分与进气口的管 形部分按解冻顺序被供电，唯有进气口的唇体的顶部按防冻模式供电。
[91本发明不局限于所示的实例，并且，特别是运行方式可以进行修 改，以便按照飞行条件、系统状态或可用功率优先进行防冻运行或解冻运 行，被隔离的网可以侧向分开，用以覆盖如图7B所示的连续区域、被间 隔开的区域，或者所述网可被重迭设置，或包括这些设置方式的组合。
权利要求
1.飞行器发动机舱(1)的解冻与防冻系统，所述发动机舱包括一进气口(2)，所述进气口(2)配有一唇体(3)，所述唇体由所述进气口的一管件(4)紧随，所述管件配备一第一减音板(5)，其特征在于，所述系统包括解冻部件(6、6a、6b、6c、6d)，所述解冻部件由被埋在电绝缘材料(101)中的至少一加热电阻元件(102)网构成，所述解冻部件呈毯体(103a、103b)的形状，所述毯体在所述进气口的唇体的厚度中包括电阻元件(102)。
2. 按照权利要求l所述的解冻系统，其特征在于，各电阻元件(102) 与相邻的电阻元件被间隔开 一距离，该距离足以保证所述电阻元件之间的 电绝缘。
3.按照权利要求1或2所述的解冻系统，其特征在于，覆盖所述电阻 元件的电绝缘材料是一 柔软材料，所述柔软材料尤其为硅树脂或氯丁橡胶 类型。
4. 飞行器发动机舱(l),其包括一进气口 (2)，所述进气口 (2) 配有一唇体(3)，所述唇体由所述进气口的一管件(4)紧随，所述管件(4)配备一第一减音板(5)，其特征在于，所述唇体(3 )配备一按照权利要求1至3中任一项所述 的解冻系统，所述解冻系统形成所述唇体的壁的一部分，覆盖所述进气口 的内唇体的一部分(3b)，且一方面延伸在所述进气口的外唇体的至少一 部分(3a)上，另一方面延伸在所述唇体与所述进气口的管件的第一减音 板(5)之间的至少一接合区(7a、 7b、 7c)上。
5. 按照权利要求4所述的飞行器机艙，其特征在于，所述接合区(7a、 7b、 7c)包括所述进气口的管件的一前伸部(8),所述前伸部(8)与所 述唇体(3)的一延伸部的一内边相连，所述解冻部件(6c)覆盖所述前伸 部(8)。
6. 按照权利要求4或5所述的飞行器机艙，其特征在于，所述管件(4 ) 由合成材料制成，并包括一外壳层(4a)与内壳层(4b)，它们围紧用以形成所述第一减音板(5)的减音材料，且所述前伸部(8)由所述外壳层 与所述内壳层(4a、 4b)的夹合边构成。
7. 按照权利要求4至6中任一项所述的飞行器机舱，其特征在于，一 第二减音板(9)被设置在所述进气口的内唇体的部分(3b)上。
8. 按照权利要求4至6中任一项所述的飞行器发动机艙，其特征在于， 所述唇体(3)由一上盖体(10)构成，所述上盖体(10)构成所述进气口 的拱背部(12)且延伸超出所述唇体的前缘(11)之外，所述的配备第一 减音板的进气口的管件(4 )延伸，以便构成所述唇体(3 )的拱腹部(13 ) 的一部分。
9. 按照权利要求4至6中任一项所述的飞行器机抢，其特征在于，所 述唇体(3)由所述进气口的管件的一延伸部构成，所述延伸部延伸以形成 所述唇体(3)的拱腹部(13)、前缘(11)和拱背部(12)。
10. 按照权利要求4至9中任一项所述的飞行器机艙，其特征在于， 所述解冻部件(6d)延伸超出所述接合区之外，用以覆盖所述进气口的管 件的第一减音板(5)的至少一部分，并且所述解冻部件(6d)被穿有孔 洞，以便通过给出与所希望达到的降音效果适配的开放表面比率来允许所 述减音板工作。
11. 按照权利要求4至10中任一项所述的飞行器发动机抢，其特征在 于，所述进气口的管件(4)与所述减音板(5、 9)用合成材料制成。
12. 用于按照权利要求4至11中任一项所述的飞行器发动机艙的、按 照权利要求1至3中任一项所述的解冻系统，其特征在于，所述进气口被 分段成一 系列连续的解冻区部，它们构成一 系列连续的子网(201 、…、212 ), 所述子网由至少一操控电路(106、 106a、 106b)控制，所述操控电路适 于或者实施区部顺序加热，或者实施某些区部同时供电。
13. 按照权利要求12所述的解冻系统，其特征在于，所述操控电路被 设置用来按照所确定的时序周期(109)，为网(103a、103b )或子网(201、…、 212)供电和断电。
14. 按照权利要求13所述的解冻系统，其特征在于，所述解冻系统包 括两独立的操控电路。
15. 按照权利要求14所述的解冻系统，其特征在于，所述操控电路被组合在唯一的操控盒体中。
16. 按照权利要求12至15中任一项所述的解冻系统，其特征在于， 所述操控电路包括多个操控盒体(107a、 107b)，所述操控盒体设计用来 保证对电阻网与为其供电的缆线(108)的监测，并且所述操控电路包括测 量部件，所述测量部件用来测量所传递的电压与电流强度，并测量意外的 短路或断路存在与否。
17. 应用于按照权利要求4至11中任一项所述的飞行器发动机抢的、 按照权利要求1至3中任一项所述的解冻系统，其特征在于，所述解冻系 统包括解冻部件(6、 6a、 6b、 6c、 6d)，所述解冻部件由被埋在电绝缘 材料(101)中的至少两加热电阻元件(102)网构成，所述网的至少两组 电阻元件被隔离，从而把隔开的两网(103a、 103b)集成到待解冻的一板 的厚度中。
18. 按照权利要求17所述的解冻系统，其特征在于，各电阻元件(102 ) 与相邻的电阻元件^f皮间隔开一距离，该距离足以保证所述电阻元件之间电 绝缘。
19. 按照权利要求17或18所述的解冻系统，其特征在于，被隔开的 一网的至少某些电阻元件(102)被并联连接。
20. 按照权利要求19所述的解冻系统，其特征在于，所述解冻系统包 括网的操控电路(106、 106a、 106b)，所述网的操控电路包括两独立的 通道，以保证对所述两电阻网(103a、 103b)的供电控制。
21. 按照权利要求20所述的解冻系统，其特征在于，所述独立的通 道被组合在唯一的操控盒体内。
22. 按照权利要求17至21中任一项所述的解冻系统，其特征在于， 所述解冻系统在一飞行器发动机舱(l)内实施，所述发动机艙包括一进气 口 (2)，所述进气口 (2)配有一唇体(3)，所述唇体由进气口的一管件 U)紧随，所述进气口被分段成一系列连续的解冻区部，所述解冻区部构成一系列连续子网(201.....212)，所述子网由至少一操控电路(106、106a、 106b)控制，所述操控电路适于或者实施区部顺序加热，或者实施 某些区部同时供电。
23. 按照权利要求22所述的解冻系统，其特征在于，所述操控电路被设置用来为网(103a、 103b)或子网(201.....212)独立地进行供电或断电。
24. 按照权利要求17至23中任一项所述的解冻系统，其特征在于， 所述操控电路包括操控盒体(107a、 107b)，所述操控盒体被设置用来保证对电阻网与为其供电的缆线(108)的监测，并且，所述操控电路包括测量部件，所述测量部件测量所传递的电压与电流强度，并测量意外的短路断路存在与否。
25. 对按照权利要求4至11中任一项的飞行器发动机艙的进气口的解 冻与防冻系统的操控方法，其特征在于，把进气口分段成一系列连续的解冻区部；通过适于同时或顺次为所述区部供电的至少一操控电路(106、 106a、 106b)，操控设置在所述解冻区部内的一系列连续的电阻网(201、... 212)。
26. 按照权利要求5所述的解冻与防冻系统的操控方法，其特征在于， 通过连续操控至少一解冻区部的方式实施一防冻阶段(110)。
27. 按照权利要求26所述的解冻与防冻系统的操控方法，其特征在于， 通过至少一区部的一时段加热周期的方式实施一解冻阶段(111)。
全文摘要
本发明的目的在于提出一飞行器发动机舱(1)的一解冻与防冻系统，其包括配有一唇体(3)的一进气口(2)，所述唇体前面是配备第一减音板(5)的一进气口的管件(4)，所述减音板包括由被埋在一电绝缘材料(101)中的至少一加热电阻元件网(102)构成的解冻部件(6、6a、6b、6c、6d)，解冻部件呈一毯体状，且在进气唇体的厚度中含有电阻元件。
文档编号B64D15/12GK101203424SQ200680022532
公开日2008年6月18日 申请日期2006年6月19日 优先权日2005年6月22日
发明者A·波特, G·谢纳, J·拉兰纳 申请人:空中客车法国公司