CN104703879A

CN104703879A - 构成具有改善防霜的发动机舱的元件

Info

Publication number: CN104703879A
Application number: CN201380052761.5A
Authority: CN
Inventors: 帕特里克·哥诺迪克; 贝特朗·德若约; 卡洛琳·科阿-伦佐蒂
Original assignee: Hurel Hispano SA
Current assignee: Safran Nacelles SAS; Safran Nacelles Ltd
Priority date: 2012-10-09
Filing date: 2013-10-08
Publication date: 2015-06-10
Also published as: WO2014057210A1; US20150210400A1; FR2996525A1; CA2885966A1; EP2906471A1; FR2996525B1; RU2015116520A; BR112015006986A2

Abstract

本发明涉及一种由至少一个复合结构(23)和一个加热元件(30)形成的飞机发动机舱的元件(2)，所述元件(2)包括防霜装置，其特征在于，所述复合结构(23)具有由至少一种室温导热系数大于等于800W·m^-1·K^-1的材料加强的基质，从而保证发动机舱元件(1)内的横向导热系数。

Description

构成具有改善防霜的发动机舱的元件

技术领域

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

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

许多研究已经考虑应用复合材料，特别是用于前缘结构1。

然而，这些研究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***的效率。

复合材料的热导率低于金属材料的热导率，特别是铝。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

该结构略微改善了热导率，但实现该方法相当复杂。

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。

因此，全部问题并未解决。

发明内容

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。

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。

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。

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***-除霜防护装置的热效率，并减小热增加反应时间。

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。

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。

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800W·m^-1·K^-1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。

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。

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。

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。

根据本发明的前缘结构的其他可选特征：

-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；

-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；

-所述复合结构的基质材料掺杂率α在1％至50％之间；

-所述复合结构的基质材料掺杂率α在50％至90％之间；

-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；

-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；

-仅复合结构的部分板层基质是可选地掺杂材料；

-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(granulométrie)在所述结构的厚度上变化；

-复合结构具有在所述结构的厚度上变化的纤维密度；

-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·m^-1·K^-1的材料加强，从而保证发动机舱元件内的横向导热系数；

-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；

-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。

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

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：

-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)；

-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。

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

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。

所述防霜装置可以是任意类型的。

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。

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。

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。

在一变形例中，该前缘2可以是结构性的。

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。

所述力进一步被准确标定尺寸的内壁3吸收。

在一变形例中，前缘2沿其轮廓具有可变的厚度，特别地，例如，更重要的厚度在高曲率处，次要厚度在其端部。

此外，所述前缘2由一叠特定层形成。

如附图2所示的实施例中，除霜和/或防冰元件是电子的。

所述前缘2包括至少一个在表面加热装置30上堆叠而成的复合材料结构23。

所述加热装置30至少由导电层31构成，所述导电层31的绝缘方便地由电绝缘层32实现。

在一非限定变形例中，所述电绝缘层32，例如由两弹性或复合材料层32置于导电层31的两侧形成。

集成在进气唇缘2上的导电层31或芯体31，被设计为加热元件向唇缘结构2提供热量，从而除冰，或使唇缘2的外表面fe与冷空气无霜接触。

在非限定变形例中，可以包括电阻电路或加热毯。

此外，如附图2和3所示，粘合材料33层可以视情况集成在复合结构23和加热结构30的交界面上。

此外，绝热材料34也可以视情况集成在进气唇缘结构2上。

在附图2所示的实施例中，隔热器34设置在加热装置30内，更特别地，设置成与导电层31相接触。

在附图3所示的变形例中，除了下述不同点，所述变形例与附图2中实施例相同。

所述隔热器34被加热装置30覆盖，更特别地，设置成与电绝缘层32相接触。

此外，所述粘合材料层33设置在复合结构23和加热结构30的导电层31的交界面，电绝缘层32已经被移除。

在附图2和3所示的两个实施例中，隔热器34-加热装置30组件设置在进气唇缘2的内表面fi这侧，并形成进气唇缘2内表层，暴露于外部霜气的表面不利于复合结构23的自由面23c。

在变形例中，加热结构30可以被集成，即设置在加热结构23的厚度内。

附图4所示为其中一个实施例。

该实施例，除了下述不同点，与附图3中实施例相同。

所述加热结构30和隔热器34设置在复合结构芯体内，并通过分别在外表面fe侧和内表面fi侧的一层或多层复合结构23和23d覆盖。

附图5所示为另一实施例。

该实施例，除了下述不同，与附图4中实施例相同。

仅加热结构30设置在复合结构芯体内，并被一层或多层符合结构23覆盖，并分别设置在外表面fe和内表面fi的一侧。

至于隔热器34，其形成进气唇缘2的内表层，暴露于外部霜气的表面不利于复合结构23的自由面23c。

值得注意的是设置在声学结构23和加热结构30之间的所述粘合层33，在该实施例中被移除。

此外，特别是用于隔热层34和导电层32的材料与复合结构相匹配。

因此，电加热结构可以经由封装在两层绝缘纤维例如玻璃纤维或(凯芙拉)之间的金属电阻电路制成，所述组件本身设置在与用于复合结构23的基质相兼容的热固性或热塑性基质内。

在这种情况下，引入的加热结构30，因此可以设置在进气唇缘2的内表面fi内，或者集成在复合结构23的厚度内，特别地如附图4和5所示。

值得注意的是，如附图2-5所示，所述前缘2的不同层的厚度并不一定按比例。

根据前缘2的变形例，还可以设置或不设置如下进一步描述的抗侵蚀装置。

如果必要，所述复合结构23和抗侵蚀装置形成前缘2的外表层。

在易受霜影响的区域，所述复合结构23是由纤维加强框架与基质相关联形成的结构，基质确保该结构的结合力和力再次朝向纤维转移。

优选地，所述基质由至少一种室温导热系数大于等于800W·m^-1·K^-1的材料加强，从而以此方式保证前缘结构内的横向导热系数。

此外，相对于构成复合结构层23，23d的纤维，所述加强件从化学的观念来讲是惰性的。

有利地，不会引起与构成基质的元件的反应，也不会引起与结构23的框架纤维的电耦合。

此外，在变形例中，所述材料还可以是非导电材料。

在一优选但非限定性实施例中，所述材料是金刚石粉末。

金刚石材料的加强件显著增加了复合材料的横向导热系数。

然而，在变形例中，所述材料可以是纳米颗粒或纳米管，特别是但并不限于碳材料。

它可以是粉末形式或者任何材料形式。

说明书随后选取的本发明的特别实施例，即是由金刚石粉末加强的基质的实施例。

根据变形例，所述复合结构23可以是多轴向的、单片的、自加强的或者夹层结构，被配置为满足热效率的约束和前缘结构2的结构保持。

多轴向的意思为，复合结构包括空间三方向的纤维，其中加强纤维穿过复合结构的厚度，允许将复合结构层连接在一起。

“单片”的意思为，不同板层(即每层包括树脂内的纤维)形成接合在一起的复合材料，而在板层之间没有***芯体。

夹层结构的意思为，复合结构由至少一个轻质芯体分离的两个单表层构成，在非限定实施例中芯体能够通过蜂窝结构制成。

所述复合结构23可以由单向(UD)和/或多维板层(特别是2D)堆叠而成，并被定向以形成预制件。

所述复合结构23的导热系数由纤维体积比β和基质掺杂的金刚石粉末体积比α决定。

因此所述导热系数由下述公式(1)确定:

λ_composite＝β*λ_fiber+(1-β)*(α*λ_diamond+(1-α)*λ_matrix) (1)

λ_composite,λ_fiber,λ_diamond和λ_matrix分别定义为复合结构23的导热系数，加强纤维，金刚石以及基质(常用的热固性或热塑性型塑料)。

在第一变形例中，所述复合结构23的基质掺杂的金刚石粉末体积比α位于1％至50％之间，优选在3％至40％之间，优选在3％至10％之间，从而对复合结构进行掺杂，并使总导热系数达到与结构金属合金相当的数量级，同时使得复合结构23保持与基质相关的结构性质。

该范围的优点在于提供一种具有改善导热系数同时保持宏观上传统的基质的复合结构23。

在一实施例中，选择30％体积比α，以及63％纤维体积比β，测导热系数为：λ_resin＝0.5W·m^-1·K^-1λ_fiber＝0.7W·m^-1·K^-1和λ_diamond＝1000W·m^-1·K^-1。

所获得的复合结构23的导热系数结果为111.6W·m^-1·K^-1。

因此，使得所述前缘结构2的导热系数与某些金属(例如铝)的导热系数可以相比得上。

在第二变形例中，复合结构23的基质金刚石粉末的参杂率α位于50％至90％之间，优选在50％至70％之间。

优点在于提供一种聚合型复合结构23，导热系数被改善，正如该复合结构23的硬度被改善。

因此，所述复合结构23在受压过程中具有优化的力学特性。

此外，在一实施例中，所述导热系数根据前缘结构2的外形以渐进的方式限定，以便控制所述复合结构23的热性能。

优选地，所述复合结构23以基质渐进的方式设置，更具体而言，材料的掺杂使其像金刚石粉末在复合结构23的厚度上渐进一样，室温导热系数大于或等于800W·m^-1·K^-1。

在第一变形例中，复合结构23的外板层23b的基质掺杂度更高，即形成前缘结构2的外表面fe的板层。

附图2中，以实例说明，该板层23b朝向加热结构30。

基质包括外板层23b内大于或等于60％的金刚石粉末掺杂率，以及结构23其他板层内低于50％的掺杂率。

在该结构中，所述板层在受压时将填满金刚石(潜在聚合行为)，而在受牵引力时属于更传统的基质。

在第一实施例的第二非排它变形例中，加强纤维率还可以随结构23的厚度变化。

因此，纤维比率对于复合结构23的外板层23b更为重要。

较高的纤维比率结合相同板层内低于50％的金刚石粉末掺杂率，改善了复合结构23和前缘结构2的牵引行为。

在第三变形例中，部分外板层23b和/或内板层23a，以适当方式选择性掺杂金刚石粉末，从而具有适于发动机舱元件的力学约束的树脂纤维掺杂率分布。

此外，关于金刚石粉末，还可以应用任何同位素。

此外，关于金刚石粉末的粒度，可以选择尺寸小于10μm的金刚石，优选地小于5μm，优选地颗粒小于3μm。

还可以选择金刚石粉末粒度细至0.1μm，低于纤维丝通常的4-10μm的范围。

因此获得混合物不会影响复合结构23基质内纤维的聚合力。

在一变形例中，引入基质内的金刚石粉末可以由颗粒构成，所述颗粒具有多个不同的粒度，目的是最大化所获得的聚合填充率。

在优选实施例中，可以选择掺杂的金刚石粉末中，至少50％金刚石颗粒尺寸大于1μm，至少30％颗粒尺寸小于1μm，或甚至30％颗粒尺寸小于0.5μm。

在另一前述非排它变形例中，所述复合结构23设置成掺杂粒度沿厚度方向变化。

因此，为了使复合结构23更多暴露在侵蚀风险下的外层具有更高的金刚石聚集度，分布在复合结构23的外板层23b的粒度比内板层23a更重要。

此外，在相同情况的另一实施例中，具有高金刚石粉末掺杂率α的层可以加入到外板层23b，以便增加前缘结构2对于侵蚀的耐受性。

此外，为了满足侵蚀约束，不加任何附加涂层。

显然可以进一步提供一个或多个其他前缘结构2的复合结构23。

此外，如附图5所示的前缘结构2的第二实施例，可以提供第二复合结构23d，该结构***加热结构30和隔热材料层20之间。

根据可选变形例，框架纤维是碳纤维，但也可以应用玻璃纤维或或者根据本发明寻求目的其他纤维类型。

由于本发明基于确定级别的复合结构23的基质(树脂)导热系数，复合结构23的一般导热系数将难以通过应用纤维的导热系数来改变。

关于基质，可以应用例如有机基质或其他基质等多种基质。

可以特别的由例如环氧树脂，双马来酰亚胺，聚酰亚胺，酚醛树脂，或者热塑性PPS(聚苯硫醚)，PEEK(聚醚酮醚)，PEKK(聚醚酮)等热固性树脂形成。

此外，根据复合结构23的板层和其在结构23厚度的位置，构成基质的材料性质可以是不同的，只要满足树脂的兼容性。

此外，如果防霜层的电加热元件30被封装在绝缘套(硅树脂或其他)内，构成该绝缘套的材料可以有利地也由例如金刚石粉末的导热系数大于或等于800W·m^-1·K^-1的材料掺杂，从而增加其导热系数。

在非排它的第一变形例中，组装唇缘2所用的粘合材料或材料组，特别是用于组装复合结构23和加热结构30的粘合材料33可以以相似的方式掺杂。

由于本发明，为了满足除霜，特别是电子和/或防冰的要求，以及减小唇缘2的内表层fi和外表层fe之间的温度差异，将复合结构的金刚石和加热芯体30的热传导特性结合应用。

复合结构23厚度上的金刚石掺杂率被限定以保证横向导热系数，并适用于通过复合结构23的厚度来消散加热芯体30所产生的热量。

所述前缘结构2的热学和力学性质由于金刚石在复合结构23的厚度上以渐进方式设置，得到了显著的加强。

因此，在复合结构23的厚度方向上保证渐进的导热系数。

由于这样的前缘结构2，在局部不超过玻璃化转变温度的情况下，获得的必须温度来保证除霜和/或防冰，同时保持与进气唇缘2的结构问题所必需的厚度相兼容。

上述全部优点还可以通过其他非金刚石，但导热系数大于或等于800W·m^-1·K^-1的材料掺杂来获得。

制造包括一个或多个如前述的复合结构23的前缘结构2，可以通过多种制造方法确保。

因此，在一实施例中，提供一种通过RTM型(树脂转移模塑)的注射模塑法，注入制造复合结构23的方法，基质金刚石粉末混合预先在包括纤维框架的模具内实施。

在一变形例中，制造方法是RFI型(树脂膜熔渗)的熔渗法，其中金刚石粉末基质的混合物在由柔性气囊施加的压力作用下沿垂直于预制件平面的方向在纤维预制件内扩散。

在另一变形例中，制造方法是预浸渍纤维法，其中干燥光纤与金刚石粉末基质的混合物相关联，在随后步骤，组件在真空和/或高压釜环境下聚合。

在另一变形例中，对于一个或多个层，特别是，外表面层23b、单层23和加热元件结构31之间的交界层，以及用于制造复合结构23的纤维预浸渍层组件，其可与具有较高或较低粉末掺杂率的砑光基质粉末膜相关联。

在另一变形例，所述表层23b是金刚石粉末掺杂的热塑性基质层，以及由熔渗法或热固树脂转移法制造的单片结构23。

当然，本发明绝不限定于上述实施例，以及可以考虑任何其他由金刚石粉末掺杂的复合材料结构的变形例。

特别是，只要操作温度与应用材料相匹配，除了电除霜可以与防霜原理一起使用。

此外，无论怎样的掺杂浓度，复合材料的固化得以改善，以及通过增加树脂导热系数潜在地促进了复合材料的固化(更均匀的材料温度，更快速的扩散)。

还可以应用具有已知导体金属基质(例如钛)的金刚石粉末，其中试图增加导热系数的条件是，熔化温度和共熔合金，以及熔化模式(例如在真空模式下)保护熔化金刚石粉末的化学和/或晶体完整性。

本发明并不限定于前缘结构，特别是飞机进气唇缘，但是包含构成飞机发动机舱的任意元件，所述发动机舱包括至少一个与加热元件相关联的复合结构。

Claims

1.一种构成飞机发动机舱的元件(2)，该飞机发动机舱由至少一个复合结构(23)和一个加热元件(30)形成，所述元件(2)包括防霜装置，其特征在于，所述复合结构(23)具有由至少一种室温导热系数大于等于800W·m^-1·K^-1的材料加强的基质，从而保证发动机舱元件(1)内的横向导热系数。

2.根据权利要求1所述的元件，其特征在于，所述复合结构(23)具有至少由金刚石粉末加强的基质，从而保证发动机舱元件(1)内的横向导热系数。

3.根据权利要求1所述的元件，其特征在于，所述复合结构(23)具有至少由纳米颗粒或纳米管加强的基质，从而保证发动机舱元件(1)内的横向导热系数。

4.根据权利要求1-3中任一项所述的元件，其特征在于，所述复合结构(23)的基质材料掺杂率α在1％至50％之间。

5.根据权利要求1或2所述的元件，其特征在于，所述复合结构(23)的基质材料掺杂率α在50％至90％之间。

6.根据权利要求1-4中任一项所述的元件，其特征在于，所述复合结构(23)被配置成使得所述结构(23)的基质材料掺杂在所述结构(23)的厚度上变化。

7.根据权利要求6所述的元件，其特征在于，所述结构(23)基质的材料掺杂在形成元件外表面的复合结构(23)的外板层(23b)更高。

8.根据权利要求6所述的元件(2)，其特征在于，仅复合结构(23)的部分板层基质是可选地掺杂材料。

9.根据权利要求1-8中任一项所述的元件，其特征在于，所述复合结构(23)被配置成使得所述结构(23)的基质的材料掺杂的粒度在所述结构(23)的厚度上变化。

10.根据权利要求1-9中任一项所述的元件(2)，其特征在于，复合结构(23)具有在所述结构(23)的厚度上变化的纤维密度。

11.根据权利要求1-10中任一项所述的元件(2)，其特征在于，该元件还包括位于复合结构(23)和加热元件(30)之间的组装材料(33)，所述组装材料由至少一种室温导热系数大于等于800W·m^-1·K^-1的材料加强，从而保证发动机舱元件(1)内的横向导热系数。

12.根据权利要求1-11中任一项所述的元件(2)，其特征在于，该元件还包括隔热器(34)，所述隔热器位于加热元件(30)内、或者被加热元件(30)覆盖、或者通过复合板层结构(23d)与加热元件分离。

13.一种特别用于飞机发动机舱进气口的前缘结构(1)，包括前缘(2)和内壁(3)，所述内壁(3)限定在前缘(2)内的纵向舱室(5)，所述纵向舱室容纳除霜和/或防冰装置，所述前缘(2)由至少一个复合结构(23)和一个加热元件(30)形成，其中所述前缘由如权利要求1-12中任一项所述的元件形成。

14.根据权利要求13所述的结构，其特征在于，所述复合结构(23)形成前缘(2)的外表层。

15.一种进气口，其特征在于，包括如权利要求13或14所述的前缘结构(1)。