CN101622174A - 一种用于飞行器的带有焦耳效应霜处理***的吸音衬垫 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种能够覆盖飞行器前缘，例如推进装置发动机舱的进气道的吸音衬垫。上述吸音衬垫一方面从里至外包括一个反射层(28)，至少一个蜂窝结构(30)和一个具有确定开口面积比的阻尼消音结构(32)；另一方面包括至少一个呈现加热层(46)的霜处理***，其包括能使声波通过的一些开口区，它们至少部分地与阻尼消音结构的开口区吻合，其中，阻尼消音结构(32)包括至少一个带开口(38)的结构层(36)，并且在上述电阻消音结构中，至少一个加热层(46)放置结构层(36)的下面。

Description

一种用于飞行器的带有焦耳效应霜处理***的吸音衬垫
技术领域
本发明涉及一种用于飞行器的带有焦耳效应霜处理***的吸音衬垫，该吸音衬垫主要用于覆盖飞行器的前缘和飞行器发动机舱的进气道。
背景技术
飞行器的推进***包括一个发动机舱，其中大致以同心方式安装有动力装置，以驱动装在主轴上的进气装置。
发动机舱有一个内腔壁，限定了前端的进气道管道，第一部分气流(也被称作主要气流)穿过发动机来参与燃烧工序，第二部分气流(也被称作次要气流)受进气装置的引导进入到一条由发动机舱内腔壁和动力装置外腔壁形成的环形管道中。
推进***发出的噪声一方面包括喷气噪音，即在管道外多种气流混合形成的声音和燃烧废气的声音，另一方面还包括内部件产生的噪音叫内部噪声，即进气装置、压缩机、涡轮机以及燃烧时在管道内部传播的噪声。
为了限制机场附近噪声污染的危害，限制噪声源的国际标准越来越严格。
已经开发出某些技术来降低内部噪声，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，吸音衬垫也被称作吸音板，从内向外包括一个反射层，至少一个蜂窝结构和一个阻尼消音结构。
所谓反射层，就是一层或多层同种性质或非同种性质的材料制成的层。
阻尼消音结构就是一种有耗散作用的多孔结构，它把通过该结构的声波能量部分地转换成热能。该结构具有一些可以让声波通过的叫做开口区的区域，还有一些不容许声波通过而是旨在确保上述层的机械阻尼的叫做关闭区或实心区的其它区域。这个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，受制于各种不同条件，诸如成型或与其他设备的兼容性，人们主要想到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效果，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机舱的唇口部位敷设吸音衬垫，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的形成和/或聚积的***相匹配。
这些***分为两大类，第一类被称作防冰***，它可以限制冰和/或霜的形成；第二类被称作除冰***，它可以限制冰和/或霜的聚积，并且在冰和/或霜一旦形成时它起到消除冰霜的作用。在下面描述中所涉及的霜处理***，就是一个防冰***或一个除冰***，霜这个概念包括了霜或冰。
对于防冰处理，一种方法是在地面上将某种气体或液体沉积在飞行器的待处理表面上。尽管这种处理尤其在起飞时是有效的，但它们的处理时效有限。而除冰***必须装载在飞行器上，因为冰霜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，冰霜会在机翼的前缘部分、在发动机舱的边缘、尾翼的边缘或其他部位生成。
更准确地说本发明涉及一种利用焦耳效应的电霜处理***。
这个霜处理***使用的电阻是由覆盖着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***不令人满意，因为它相对脆弱，容易在飞鸟、冰雹以及维护中的意外事故的撞击下受到损坏。在受损坏的区域内，霜处理***有可能不再工作了，这就有可能形成冰或霜并逐步聚积。最后，其与噪声处理吸音衬垫不相兼容，在表面上敷设这个霜处理***一般会削弱噪声处理的性能。
发明内容
本发明旨在通过提出一种用于飞行器的带有焦耳效应霜处理***的吸音衬垫来消除现有技术的缺陷，从而优化防冰和消音功能。
为此，本发明的目的是提出一种能够覆盖到飞行器前缘(例如推进装置的发动机舱的进气道)的吸音衬垫发动机舱。上述的吸音衬垫一方面从里至外包括一个反射层，至少一个蜂窝结构和一个具有确定开口面积比的阻尼消音结构；另一方面包括至少一个以加热层形态出现的霜处理***，其包括一些能够让声波通过的开口区，它们至少部分地与阻尼消音结构的开口区吻合，其中，阻尼消音结构包括至少一个带开口的结构层，并且在上述阻尼消音结构中，至少一个加热层放置在结构层的下面。
这种设置能够使噪声的处理和霜处理完美结合。
阻尼消音结构最好包括一个带开口区的结构层，并且加热层置于上述结构层的下面。依照这种结构，霜处理***得到了保护，这样能够缩短飞行器在地面的停留时间和维护时间。
附图说明
下面将结合附图，通过举例的方式对本发明的其它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是根据本发明的一个发动机舱进气道的纵向剖面图；
图3A是根据第一实施方式的具有霜处理功能的吸音衬垫的各层剖面图；
图3B是根据另一实施方式的具有霜处理功能的吸音衬垫的各层剖面图；
图4显示了霜处理***的一个导线部件与阻尼消音层各开口的相对位置的示意图；
图5的示意图一方面显示了阻尼消音层开口的修改方案，另一方面显示了加热层的修改方案；
图6的示意图一方面显示了阻尼消音层开口的又一个修改方案，另一方面显示了加热层的又一个修改方案；
图7是显示了具有霜处理功能的吸音衬垫的另一个修改方案的剖面图；
图8是显示了具有霜处理功能的吸音衬垫的另一个修改方案的剖面图；
图9是显示了具有霜处理功能的吸音衬垫的另一个修改方案的剖面图；
图10显示了利用焦耳效应确保霜处理功能的加热层的第一种修改方案；
图11A是显示了图10所述修改方案的第一实施方案的剖面图；
图11B是显示了图10所述修改方案的另一实施方案的剖面图；
图12显示了利用焦耳效应的确保霜处理功能的加热层的另一种修改方案；
图13A是显示了图12所述修改方案的第一种实施方案的剖面图；
图13B是显示了图12所述修改方案的另一种实施方案的剖面图；
图14显示了利用焦耳效应确保霜处理功能的加热层的另一种修改方案；
图15显示了利用焦耳效应确保霜处理功能的加热层的另一种修改方案；
图16是图15中所示加热层的剖面图；
图17显示了利用焦耳效应确保霜处理功能的加热层的另一种修改方案；
图18显示了进气道部位各个不同霜处理***位置的纵向剖面图；和
图19显示了进气道部位各个不同霜处理***位置的横向剖面图。
具体实施方式
根据下文描述，本发明应用于飞行器推进装置的进气道上。然而，本发明也可以应用在飞行器的已经做过防冰处理和消音处理的其它前缘上。
在下面描述中，所谓霜是指各种性质、结构及厚度的冰和霜。
图1显示了飞行器的推进装置10，其通过支撑杆12连接在机翼下。然而该推进装置也可以连接到飞行器的其它区域。
该推进装置包括一个发动机舱14，其中大致以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。发动机舱纵轴以参考标号18表示。发动机舱14包括一个内腔壁20，它限定了前端的进气道22，第一部分进入气流(也被称作主要气流)穿过动力装置来参与燃烧工序；第二部分气流(也被称作次要气流)受进气装置的引导进入到一条由发动机舱内腔壁20和动力装置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，沿着大致与纵轴18垂直的平面延伸，如图2所示，或者沿着与纵轴18不垂直的平面延伸，其顶部处在12点钟略微向前的位置上，如图18所示。而且也可以考虑其他形状的进气道。
在下面描述中，所谓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。
为了限制噪声污染的危害，人们想到尤其是在空气动力面上采用吸音衬垫26，尤其利用亥姆霍兹共鸣器的原理来吸收部分声能的方案。众所周知，这种吸音衬垫也被称作吸音板，其从内向外包括一个反射层28，一个蜂窝结构30和一个阻尼消音结构32。
可选地，吸音衬垫可以包括多个蜂窝结构30，它们分散在被称作隔膜的各个阻尼消音层里。
根据一实施方式，反射层28可以是金属板的形式，也可以是至少一层在树脂基质中浸泡过的编织纤维或非编织纤维所构成的薄膜形式。
蜂窝结构可以是金属或复合材料的蜂窝形状，比如，一种名为NidaNomex的商用蜂窝状结构。
反射层和蜂窝结构不再详细介绍，因为本领域技术人员对它们已经十分了解。
阻尼消音结构32至少包括一个具有耗散作用的多孔结构，能把穿过本结构的声波声能部分地转换为热能。
根据一实施方式，阻尼消音结构可以是至少一层编织纤维或非编织纤维，纤维最好浸泡过树脂，以确保沿着纤维的各个不同方向获得力。
根据另一实施方式，阻尼消音结构32包括至少一个多孔层34及至少一个向阻尼消音结构传递所需机械特性的结构层36。
多孔层34可以是金属织物或非金属织物，例如金属丝网。
结构层36可以是表面上有开孔38或微型孔的金属或复合材料板，以确保声波通过上述结构层。根据非限定性的实施方式，结构层36可以是金属板或诸如浸泡过树脂的碳纤维复合板，还可能例如用玻璃纤维基的加强层40来增强结构层，如图7所示。
结构层36上有各种不同形状和大小的开孔38或微型孔，例如如图4和6所示的长方形孔或如图5所示的组合圆形孔。开孔38的形状和大小的确定原则是减少对空气流动的干扰，确保所需机械阻尼，防止脱层，并让声波顺利通过以使吸音衬垫有很好的工作效率。
结构层36的优势在于它处在外部，多孔层34夹在上述结构层36和蜂窝结构30之间。这种设置可以很好地保护多孔层34。
可选地，多孔层34可以设置在两个结构层36之间，如图3A所示。
根据另一实施方式，吸音衬垫可以包括至少一个加强件，例如图7所示的夹在蜂窝结构和阻尼消音结构之间的碳线线圈42。
在各种情况下，阻尼消音结构32具有一些可让声波通过的被称为开口区的区域，还有一些不容许声波通过而是旨在确保上述防护层的机械阻尼的被称为关闭区或实心区的其它区域。这个阻尼消音层的主要特点是它的开口面积比主要根据发动机和构成上述吸音衬垫层的组分而变化。
如图2和18所示，为了进一步降低噪音污染，进气道22在空气动力面的至少一部分上装有吸音衬垫26。
根据一实施方式，吸音衬垫26沿着进气道的整个周边，从发动机机吊舱的内腔壁20延伸至进气道的顶部24。优选地，如图2和18所示，吸音衬垫26最好延伸超出进气道的顶部24，并覆盖住发动机舱外表面44的一部分。
吸音衬垫的放置不再详述，因为本领域技术人员对其十分了解。
为了限制霜的生成或避免其聚积，人们想到在进气道22的部位安装至少一套霜处理***。
在下面描述中所提及的霜处理***就是防冰***或除冰***。
为了使消音处理和霜处理能够相兼容，使其中一方的工作不影响到另一方的工作，霜处理***就是一个利用焦耳效应的呈现至少一个加热层46的霜处理***，层内有能够使声波通过的开口区，并且这些开口区至少部分地与阻尼消音结构的开口区相吻合，从而使阻尼消音层的开口面积比的变化率小于35％。
加热层46的优点在于它被放置在结构层36之下，以避免受到外来袭扰，例如飞鸟、冰雹或维护中的意外事故的撞击。
这种设置可以确保霜处理***的工作更加可靠，降低了飞行器在地面的停留时间，把损伤风险降得更低。
如图9所示，加热层可被设置在反射层28和蜂窝结构层30之间。然而，这种可选方案效果不佳，因为加热层远离了待处理的表面，在空气动力层上有可能形成霜。
根据另一可选方案，加热层46同样可以起到阻尼消音层的作用，如图8所示。在这种情况下，加热层46具有一些能够使声波通过的多孔区域。
根据第一种可选方案，如图4、12、14、16和17所示，阻尼消音结构包括一些开口区，它们设置为建立近似直线的实心区，并且加热层包括至少一个扁平线性导电部件48，其宽度小于或等于结构层36的实心区的宽度，如图4所示。
采用扁平线型导电部件48可以减小加热层的厚度，并且不影响吸音衬垫的工作。
此外，由于加热层的导电部件48不延伸至结构层的开口40，这样可以不改变阻尼消音结构32上的开口面积比。
此外，在导电部件48被结构层36覆盖和保护的情况下，这种设置能够降低损伤的风险。
据此情况，加热层可以只包括一个蛇形线性导电部件48，其沿着整个待处理区域延伸，如图17所示；或者多个串联在一起的线性导电部件48，如图14所示；或者是并联在一起的线性导电部件，如图12和15所示。
根据第一实施方式，线性导电部件48连接两个电极或栅级50，50’。每个U型栅级连接到放置在U型支路之间的电源线52上。按照第一技术方案，导电部件48放置在U型支路之间，如图13A所示。按照另一技术方案，线性导电部件成对放置，U型件的每个支路上都连接有一个导电部件48，如图13B所示。
根据第二可选方案，如图5、6和10所示，加热层至少有一个导电层54，上面设有能够使声波通过的开口56，这些开口至少部分地与阻尼消音结构的开口区相对应，从而减少了阻尼消音层开口面积比的变化。
根据图5所示的第一实施方式，加热层的实心区(无开口)不扩展到阻尼消音层的开口区域，尤其结构层的开口。
根据图6所示的另一实施方式，在加热层上设置的各开口之间预留的中间区域非常小，以至于结构层的开口面被上述中间区堵上的概率非常少。
采用层式导电部件的事实能够减少加热层的厚度，并且降低对消音处理的干扰。
另外，采用层式导电部件的事实能够限制在发生点状损伤的情况下损坏区域扩散的风险。
最后，由于表面层受到了结构层的保护，而且通过结构层开口的加热层表面区域很小，这样降低了损坏加热层的风险。
根据图11A所示的第一技术方案，加热层包括两个重叠的导线层54，延伸到两个U型电极或栅级58、58’之间，一条电源线60置于各个电极58、58’的U型件支路之间。
根据图11B所示的另一技术方案，加热层包括一个导线层54，延伸到两个U型电极或栅级58、58’之间，一条电源线60置于各个电极58、58’的U型件支路之间。
根据本发明的另一个特性，加热层具有至少一个包裹在这根或这些导电部件上的绝缘部件62。
根据可选方案，加热层可以包括两个放置在导电部件或一些导电部件周围的绝缘薄膜62，上述薄膜的开口区对应于加热层的开口区。
根据发明的另一个特性，图2和18中用虚线表示的采用焦耳效应的霜处理***可以与其它霜处理***配合，尤其和呈现至少振动发射器64的点式霜处理***相配合。
这样，振动发射器64安装在发动机舱的外表面44处，如图18所示，和/或在发动机舱内部角度范围66处，大致是在2点至4点及8点至10点的区域内延伸，如图9所示。
这样，由于该区域内冰渣被动力装置所吸纳的风险被限制，所以能量消耗相对小的振动发射器64放置在外表面。同样，冰或霜在发动机舱内或编号为66的角度范围内的生成受到了限制，从而可以使用扫频振动发射器。
由于在发动机舱内的角度范围66之间的想像区域内更易于生成较大的霜或冰，为了限制动力装置吸入大冰块的风险，可以在这些区域内采用电焦耳效应霜处理***，其工作性能更加可靠，能够阻止霜或冰的形成，尽管这类霜处理***的能量消耗较大。
联合使用各种不同的霜处理***能够优化处理的效果，减少能量的消耗，并且获取可靠和有效的工作成果。

Claims (10)

1.一种能够覆盖飞行器前缘，例如推进装置(10)发动机舱(14)的进气道(22)的吸音衬垫，上述吸音衬垫一方面从里到外包括一个反射层(28)，至少一个蜂窝结构(30)和一个具有确定开口面积比的阻尼消音结构(32)；另一方面包括至少一个呈现加热层(46)的霜处理***，其包括一些能使声波通过的开口区，它们至少部分地与阻尼消音结构的开口区吻合，其特征在于，所述阻尼消音结构(32)包括至少一个带开口(38)的结构层(36)，并且在上述阻尼消音结构中，至少一个加热层(46)放置在结构层(36)的下面。
2.根据权利要求1的所述吸音衬垫，其特征在于，所述阻尼消音结构的开口区设置为建立近似直线的实心区，并且所述加热层(46)包括至少一个扁平线性导电部件(48)，其宽度小于或等于所述结构层(36)的实心区的宽度。
3.根据权利要求2所述的吸音衬垫，其特征在于，所述加热层(46)包括一个线性蛇形导电部件48，沿着整个待处理区域延伸。
4.根据权利要求2所述的吸音衬垫，其特征在于，所述加热层(46)包括多个串联在一起的线性导电部件(48)。
5.根据权利要求2所述的吸音衬垫，其特征在于，所述加热层(46)包括多个并联在一起的线性导电部件(48)。
6.根据权利要求1所述的吸音衬垫，其特征在于，所述加热层包括至少一个导电层(54)，其包括能让声波通过的开口(56)，并且这些开口至少部分地与所述阻尼消音结构的开口区相吻合，从而减少了所述阻尼消音结构开口面积比的变化。
7.根据权利要求2至6中的任何一项所述的吸音衬垫，其特征在于，所述加热层(46)包括至少一个包裹在所述导电部件(48)上的绝缘部件(62)。
8.一种飞行器推进装置(10)发动机舱(14)的进气道(22)，其在消音处理方面至少部分地覆盖有吸音衬垫(26)，所述吸音衬垫(26)一方面从里到外包括一个反射层(28)，至少一个蜂窝结构(30)和一个具有确定开口面积比的阻尼消音结构(32)；另一方面包括至少一个呈现加热层(46)的霜处理***，其包括能使声波通过的一些开口区，它们至少部分地与阻尼消音结构的开口区吻合，其特征在于，所述阻尼消音结构(32)包括至少一个带开口(38)的结构层(36)，并且在上述阻尼消音结构中，至少一个加热层(46)放置在所述结构层(36)的下面。
9.一种飞行器推进装置(10)发动机舱的进气道，其特征在于，它被吸音衬垫部分地覆盖，所述吸音衬垫一方面从里到外包括一个反射层(28)，至少一个蜂窝结构(30)和一个阻尼消音结构(32)，其中所述阻尼消音结构(32)具有至少一个带开口(38)的结构层(36)；另一方面包括至少一个至少呈现加热层(46)并放置在结构层(36)下面的霜处理***，其包括能使声波通过的一些开口区，它们至少部分地与阻尼消音结构的开口区吻合，以及还包括至少一个呈现振动发射器(64)的点式霜处理***。
10.根据权利要求9所述的发动机舱的进气道，其特征在于，上述至少一个点式霜处理***安装在发动机舱外表面(44)处和/或在发动机舱内部的大致在2点至4点及8点至10点的区域内延伸的角度范围(66)内。
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