专利名称：飞行器的前缘的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种飞行器的前缘，特别是关于一种发动机舱的进气 道，它带有消音处理之用的吸音衬垫以及一个能够避免生成和/或聚积 冰和/或霜的装置。
背景技术：
飞行器的推进装置包括一个发动机舱，其中以基本同心方式安装 一个动力装置，以驱动装配在主轴上的进气装置。发动机舱有一个内腔壁，其形成了前端的进气道，进入气流的第 一部分被称作主气流，其穿过动力装置来参与燃烧，第二部分气流被 称作次气流，其被进气装置引导进入到由发动机舱的内腔壁和动力装 置的外腔壁所确定的环形管道中。推进装置发出的噪音 一 方面包括喷气噪音，即多种气流混合在管 道外形成的声音和燃烧废气的声音，另 一方面还包括内部产生的噪音， 该内部噪音由进气装置、压缩机、涡轮机以及燃烧时产生并在管道内 部传播。为了限制机场周边噪音污染的危害，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内部噪音，主要是在管道的管壁上放 置吸音衬垫来吸收部分声能，尤其可以使用亥姆霍兹共鸣器的原理来 进行消音。众所周知，这种吸音衬垫也被称作吸音板，从外向内包括 一个多孔阻尼消音层、 一个蜂窝结构和一个反射层。所述层为 一层或多层同种性质或非同种性质的材料制成。 多孔阻尼消音层是 一 种有耗散作用的多孔结构，它把通过该结构 的声波声能部分地转换成热能。该消音层具有一些可以使声波通过的 称为开口区的区域，还有一些不容许声波通过但旨在确保上述层的机械阻尼的称为关闭区或实心区的其他区域。该阻尼消音层的主要特点 是开口面积比主要根据发动机以及构成上述层的组分而变化。目前，根据各种不同的限制条件，诸如成型或与其他设备的兼容 性，主要考虑在发动机舱的内腔壁中由进气道和出气道限定的一个区 域内敷设吸音衬垫。为了增强消音处理的有效性， 一种办法是增大吸音衬垫的覆盖面 积。然而，目前无法在进气道部位或发动才几枪的唇口部位#"殳吸音衬 垫，尤其是因为上述吸音衬垫还不能与该区域必须配备的防止冰霜形 成和/或聚积的装置相匹配。这些装置分为两大类，第一类被称作防冰装置，可以限制冰和/或霜的形成；第二类被称作除冰装置，限制冰和/或霜的聚积，并且在冰 和/或霜一旦形成时起到消除冰霜的作用。在后面的说明中，所涉及的 除冰处理装置是指一防冰装置或一除冰装置。对于防冰处理， 一种方法是在地面上采用某种气体或液体沉积在 飞行器的待处理表面。尽管这些处理尤其在起飞时是有效的，但它们 的处理时效有限。而且除冰处理装置必须装载在飞行器上，因为霜(或 冰)能够在飞行器的空气动力表面上形成，尤其当飞行器穿过某些气 象条件时，冰霜就会在机翼的前缘部分、发动机舱的边缘、尾翼的边 桑彖或其〗也部4立生成。第 一种除冰处理装置采用的电阻是由覆盖有绝缘层的导电材料制 成的，并利用焦耳效应来加热待处理表面。这类装置不令人满意，因 为它相对脆弱，容易在鸟、冰雹的撞击以及维护中发生的意外事件中 受到损坏。在被损坏的区域内，除冰处理装置有可能不再工作了，这 就有可能形成冰或霜并逐步聚积。此外，这类除冰处理装置耗电相当 大，使得必须为飞行器的某些配置预备辅助电源。最后，这类除冰处 理装置与噪音处理吸音村垫不相兼容，因为在表面上敷设这种除冰处 理装置 一 般会削弱噪音处理的性能。另 一种除冰处理装置采用的方法是将从发动机提取的热空气输 送到前缘的内壁上。这种性能良好的装置很难与吸音衬垫的处理方法 相兼容，因为当这个衬垫相对厚实，并由含有空气的蜂窝组成时，它就起了一个绝缘体的作用。此外，在某些飞行条件中使用热空气装置 会产生某些问题，尤其是在着陆前的减速阶段，在这个阶段由于发动 机减速，产生的热空气减少了，而一般来说这是出现冰霜的最有利的时刻。最后，这类除冰处理装置同样有缺陷，其产生的温度和压力变化大。发明内容本发明旨在消除现有技术的缺陷，提出一种前缘，尤其是一种发 动才几抢的进气道，其装配有相互匹配的用于噪音处理的吸音—十垫和除 冰处理装置，从而优化了它们各自的功能。依照另一方面，这种新布 局可以便于维护，或减少4全修时间，从而减少了在地面的逗留时间。为此，本发明的目的是一种飞行器的前缘，例如推进装置的发动 机艙的进气道，其包括用于消音处理的吸音衬垫，该吸音衬垫上从外 至内包括具有确定开口面积比的多孔阻尼消音层、至少 一个蜂窝结构 和一个反射层，上述吸音衬垫与一个除冰处理装置一体形成，其中， 除冰处理装置包括至少一个振荡发射器。这种局部式的除冰处理装置不在整个待处理表面上延伸，使得它 对消音处理工作的影响降低。优选地，振荡发射器的表面对阻尼消音层的干扰相对低，以确保 阻尼消音层的开口面积比的均匀连续性。这样，除冰处理装置可与阻尼消音层相匹配，而不削弱其整体功 效，与一个或数个除冰处理装置相对应的一个或数个重合区域就会减 小，并可在吸音衬垫的开口面积比上只产生微小的变化。优选地，将一个或数个振荡发射器的位置与可能形成冰或霜的待 处理表面的位置相对应。有利地，振荡发射器被放置在空气动力面上 一 个开口的空腔里。 这种布局可以便于除冰处理装置的维护工作。
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是飞行器推进装置的透视图；-图2是根据本发明的发动机舱进气道的纵向剖面图；-图3是根据本发明的发动机舱进气道的横向剖面图；-图4是本发明的一个变例的局部剖面图；-图5是本发明的另一个变例的局部剖面图；-图6是一纵向剖面图，示出了振荡发射器在进气道上的位置；和-图7是一横向剖面图，示出了振荡发射器在进气道上的位置。
具体实施方式
在此描述的本发明被应用于飞行器推进装置的进气道上。然而， 本发明可以应用在飞行器的不同前缘上，且为已经做过防冰处理和消 音处理的前缘上，比方说机翼的前缘上。在下面的描述中，所谓的霜，是指各种性质、各种结构及厚度的冰和霜。图1示出了飞行器的推进装置10,其通过支撑杆12连接至机翼 下。然而，该推进装置可以连接到飞行器的其他区域。该推进装置包括一个发动机舱14,其中以基本同心方式装配有动 力装置，以驱动安装在主轴16上的进气装置。发动机舱的纵轴以参考 标记18表示。发动机舱14包括一个内腔壁20,其形成了前端的进气道22，进 入气流的第 一部分被称作主气流，它穿过动力装置来参与燃烧工序； 第二部分气流被称作次气流，其被进气装置引导进入一条由发动机舱 的内腔壁20和动力装置的外腔壁形成的环形管道中。进气道22的顶部24形成为大致环状，且沿着可与纵轴18大致垂 直的平面延伸，如图2所示；或者沿着不与纵轴18垂直的平面延伸， 其顶部位于12点钟略樣i向前的位置上，如图6所示。然而，也可以考 虑其他形状的进气道。在下面的描述中，所谓的空气动力面，是指与空气动力气流接触 的飞行器的蒙皮表面。为了限制噪音污染的危害，已考虑采用吸音衬垫26来吸收部分声 能的方案，尤其是在空气动力面上釆用亥姆霍兹共鸣器的原理。众所 周知，这种吸音村垫也被称作吸音板，从外向内包括阻尼消音层28、 至少一个蜂窝结构30和一个反射层32，如图4和5所示。所谓的层，是指由一层或多层同种性质或非同种性质的材料制成。 阻尼消音层28是一种有耗散作用的多孔结构，其将通过该结构的 声波声能部分地转换成热能。该层28有 一些能让声波通过的称为开口 区的区域，还有一些不容许声波通过但旨在确保上述层的机械阻尼的 称为关闭区或实心区的区域。该阻尼消音层的特点主要是开口面积比 基本根据发动机以及构成上述层的组分而变化。这些不同的层不再详细说明，因为业内人士了如指掌。 根据本发明，为了进一步降低噪音的污染，在进气道22的至少一 部分空气动力面上有吸音衬垫26。根据一种实施方式，吸音衬垫26沿着进气道的整个周边从发动机 抢的内腔壁20延伸至进气道的顶部24。如图2和6所示，吸音衬垫 26最好延伸超出进气道的顶部24,并覆盖住发动机舱的外表面34的 一部分。吸音衬垫的放置或它的结构不再详述，因为业内人士已经了解一 些，而另外的一些属于本申请申请人的专利申请部分。为了限制冰霜的生成或避免冰霜的聚积，考虑在进气道22的部位 安装至少一个除冰处理装置。在下面描述中提及的冰霜处理装置，就是防冰装置或除冰装置。为了能够使消音处理和除冰处理相匹配，使其中 一方的工作不影 响到另一方的工作，除冰处理装置采用局部式的。作为局部式的除冰处理装置，该装置只在一很小的表面上千预用 于消音处理的阻尼消音层28。所谓局部式，指得是待处理表面上的传播速度和/或传导在局部是 显著的，相反地，对于利用热空气或电阻的处理装置的效果，其作用力是表面的，或者说传导或传播速度是很小的。局部式除冰处理装置具有至少一个振荡发射器36。 根据本发明的另一个特性， 一个或数个除冰处理装置与阻尼消音 层之间干预的表面被缩小，使得局部式除冰处理装置接触消音衬垫的 表面小于10%。进气道在发动机舱管道内部延伸的表面长度大约在1 至2米。作为举例， 一个直径为3米的进气道有六个振荡发射器。 根据变例，振荡发射器36可以有多种工作模式。这样，按照第一 种工作模式，振荡发射器36发出的声波的频率是在一个既定的频率 范围内变化，以便与各种大小和/或各种结构的冰或霜产生谐振。这个 变例的优点是将部件中的冰破碎成小尺寸，当它们被动力装置吸纳时 不会产生损伤动力装置的风险。但是，不宜长时间将频率维持在与飞 行器的某个部件的谐振频率相对应的频率上，比如吸音衬垫，以不损 伤上述部件。根据另一种工作模式，振荡发射器可以传输一个或数个大振幅的 振波，以便制造可破碎冰的沖击。要使用这个工作原理，冰层或霜层 必定相对厚实。所以，冰块或霜块的尺寸可能相对的大。这样，放置 在发动机舱外表面34上的发射器可以利用这种工作模式，使产生的碎 块不被动力装置吸纳。根据本发明的另一个特性，发射器36与进气道的待处理表面接 触，进气道与空气动力气流接触并有可能在其上形成冰霜，如图4和 5所示。这种结构能够避免声波在通过吸音衬垫时的衰减。由此，就有可 能在进气道部位减小振荡的幅度或减少振荡发射器36的数量。此外， 这种结构能够限制损伤吸音衬垫的风险。根据图4所示的第一种结构，发射器与形成进气道的空气动力面 的待处理的内表面接触。根据本发明的另一个特性，振荡发射器36置于空气动力面上一个 开口的空腔38 (或凹槽)内，如图5所示。由于振荡发射器36可以 从外部触及到，这种结构能够便于维护，并减少飞行器的停留时间。有利地，空腔38包括将其密封的装置，比如有一个口盖40,以 确保空气动力面的连续性和减少在上述空气动力面周围对空气流动的 干扰。根据图5所示的一个实施方式，空气动力面，尤其是多孔阻尼消 音层28有一个凹槽形成的空腔38。这样发射器36被放置在空腔38 内并抵靠空气动力面的外表面。 一个能够关闭空腔38的口盖40容许 接触到发射器36。根据本发明的另 一 个特性，局部式除冰处理装置可以和其他除冰 处理装置配合使用，尤其是那些能够避免生成冰霜的装置，比如电阻。这样，振荡发射器放置在发动机舱的外表面34 (如图6所示)和 /或发动机舱内部的三角区域42内，该区域大致在两点钟至四点钟和 八点钟至十点钟之间延伸。这样，由于该区域的冰块被动力装置所吸纳的风险被限制，能量 消耗相对小的振荡发射器放置在外表面。同样，在发动机舱内部的三 角区域42内的冰或霜的生成被限制，从而可以使用扫频振荡发射器。由于在发动机抢内部的三角区域42之间的设想区域内有生成较 大霜或冰的趋势，为了限制动力装置吸入大冰块的风险，在这些区域 内可以采用电动式焦耳效应除冰处理装置，其工作性能更加可靠，防 止了霜或冰的形成，尽管这类除冰处理装置的能量消耗较大。联合使用各种不同的除冰处理装置能够优化处理的效果，减少能 量的消耗，并且获得可靠和有效的工作成果。当然，本发明显然不限于上面已经表示和描述的实施方式，相反， 还涵盖了所有的变例，尤其是涉及到的各种形状、尺寸和组件的振荡 发射器。
权利要求
1.一种飞行器的前缘，例如推进装置(10)的发动机舱(14)的进气道(22)，其包括用于消音处理的吸音衬垫(26)，该吸音衬垫从外至内包括具有确定开口面积比的多孔阻尼消音层(28)、至少一个蜂窝结构(30)和一反射层(32)，所述吸音衬垫(26)与一除冰处理装置一体形成，其特征在于，所述除冰处理装置包括至少一个振荡发射器(36)。
2. 根据权利要求l所述的前缘，其特征在于 一个或数个振荡发 射器(36)与待处理表面接触。
3. 根据权利要求1或2所述的前缘，其特征在于至少一个振荡 发射器(36)放置在空气动力面上的开口的空腔(38)中。
4. 根据权利要求3所述的前缘，其特征在于所述空腔(38)由 一装置将其密封，比如口盖(40)，以确保空气动力面的连续性和减 少在所述空气动力面周围对空气流动的干扰。
5. 根据权利要求3或4所述的前缘，其特征在于为一个或数 个所述除冰处理装置预制的一个或数个所述空腔与所述阻尼消音层发 生干扰的表面小于吸音衬垫表面的10%。
6. —种飞行器的推进装置(IO)的发动机舱(14)的进气道(22), 包括用于消音处理的吸音衬垫(26),该吸音衬垫从外至内包括具有 确定开口面积比的多孔阻尼消音层(28)、 一蜂窝结构(30)和一反 射层(32),所述吸音衬塾(26)与一除冰处理装置一体形成，其特 征在于，所述除冰处理装置包括至少一个振荡发射器(36)。
7. 根据权利要求6所述的发动机舱进气道，其特征在于 一个或数个所述振荡发射器(36)与待处理表面接触。
8. 根据权利要求6或7所述的发动机舱的进气道，其特征在于 至少一个所述振荡发射器(36 )放置在空气动力面上的开口的空腔(38 )中。
9. 根据权利要求8所述的发动机舱的进气道，其特征在于所述 空腔(38)由一装置将其密封，比如口盖(40),以确保空气动力面 的连续性和减少在所述空气动力面周围对空气流动的干扰。
10. 根据权利要求8或9所述的发动机舱的进气道，其特征在于 为一个或数个所述除冰处理装置预制的一个或数个所述空腔与阻尼消 音层发生干扰的表面小于吸音衬垫表面的10%。
11. 根据权利要求6至IO任一项所述的发动机舱的进气道，其特 征在于局部式的所述除冰处理装置放置在发动机舱的外表面(34) 上和/或发动机舱内部的三角区域(42)内，该三角区域大致在两点钟 至四点钟和八点钟至十点钟之间延伸。
全文摘要
本发明的目的是一种飞行器的前缘，例如一推进装置的发动机舱(14)的一进气道(22)，其包括用于消音处理的吸音衬垫(26)，该吸音衬垫从外至内包括具有确定开口面积比的多孔阻尼消音层、至少一蜂窝结构和一反射层，所述吸音衬垫(26)与一除冰处理装置一体形成，其中，所述除冰处理装置包括至少一个振荡发射器(36)。
文档编号B64D15/16GK101626953SQ200780042740
公开日2010年1月13日 申请日期2007年11月13日 优先权日2006年11月16日
发明者法布里斯·冈蒂耶, 阿兰·波特 申请人:法国空中巴士公司