[发明专利]用于多段飞行器部件的防结冰系统

说明书

本申请是申请号200880121519.8、申请日200年12月17日、发明名称“用于多段飞行器部件的防结冰系统”的中国发明专利申请的分案申请。

技术领域

本发明总体上涉及用于飞行器的防结冰系统，并且更具体地涉及用于选择性地加热飞行器部件的前缘表面、包括紧邻所述飞行器部件的结构接头的前缘表面的一些部分的防结冰系统。

背景技术

飞行器发动机吊舱和其它飞行器部件的前缘容易结冰。图1示出了典型的高速喷气式发动机组件10的示意图。空气通过入口部分14进入到风扇叶片机头罩（spinner）16和环形外壳18之间，其组成吊舱20的最前部部分，并且包括吊舱入口唇缘21。热、高压推进气体通过压缩机部分17和吊舱后部处的排气组件（未示出）。舱壁28和环形外壳18限定环形空间和D形道30。舱壁28使得D形道30与所述吊舱的内桶12的内部部分31相分离。在飞行中，在一定温度和湿度条件下，冰可能形成在所述吊舱入口唇缘21和所述风扇叶片机头罩16上，所述吊舱入口唇缘21是所述环形外壳18的前缘。积累的冰能改变所述环形外壳18和所述风扇叶片机头罩16之间的入口区域的几何形状，并且能对进入空气的量和流动路径造成不良影响。此外，冰块可能周期地脱离所述吊舱20和/或所述机头罩16并且进入发动机50，可能会损坏风扇和转子叶片60以及其它内部发动机部件。

吊舱在处理发动机的风扇噪声方面也起着重要的作用，所述发动机的风扇噪声能是整个飞行器噪声的主要来源。如同本领域技术人员已知的那样，在发动机吊舱入口14处用噪声吸收内桶衬垫40能抑制飞行器发动机风扇噪声，所述噪声吸收内桶衬垫40将声能转变成热。所述衬垫40通常包括（如同在图6中所示的那样）具有多个间隔开的开口或穿孔41的面蒙皮（face skin）42。所述面蒙皮42被开孔芯（open cell core）44支撑以提供结构支撑，并且以提供多孔面片42和无孔背蒙皮46之间的所需的分离。所述衬垫40也能包括至少一个将各小室分成多个部分的隔膜43，所述多个部分包括上部分45和下部分49。所述隔膜43能包括多孔膜或者具有至少一个开口的密实膜（solid membrane）以提供所述上小室部分45和下小室部分49之间的声连通。这种布置提供有效的和普遍地可接收的噪声压制性能。带有减少的噪声特性的飞行器发动机是政府当局要求的，并且通常是由飞行器制造商、航空公司和当地居民指定的。

美国专利申请11/276,344和11/733,628（它们整体以引用的方式被结合到这里），描述了嵌入到复合结构层例如吊舱入口唇缘之内的石墨织物加热器（graphite fabric heater）元件。所描述的复合结构包括整体地形成在具有前缘的复合飞行器结构内的加热器元件。所述复合结构包括开孔芯，和在所述芯顶上的多个复合层。所述复合层包括延伸通过所述复合层（包括加热器元件层）到达下面的开口芯的孔。所述石墨织物加热器元件能包括多个包含导电石墨纤维的交织线。这种结构提供防结冰和噪声衰减。

如同在图2中所示的那样，典型的吊舱入口唇缘100能由被端端相连地接合在一起的两个或更多个周向地延伸的唇缘部分110、112、114形成。所述部分110、112、114能在接头115、117、119处被连接在一起。在图3中示出了两个入口唇缘段110、112的端之间的一种典型的现有技术接头119的细节。在这种布置中，所述段110、112沿着间隔120相遇，所述间隔120通常包括所述段110、112的相对端之间的窄间隙。第一段110的一端126通过多个紧固件121被连接到第二段112的相邻端122，所述多个紧固件121延伸穿过所述段110、112并且连接到跨越所述段110、112的邻接端122、126的后部部分和它们之间的间隙120的垫板或拼接板（在图3中未示出），因此以端端相连的关系固定所述端122、126。如同由图3中的虚线所示的那样，当所述段110、112的前缘被设置有整体式电驱动防结冰加热器123、127时，所述加热器的与所述间隙120最接近的端125、129间隔开一周向距离W1。为了使金属紧固件121不延伸通过或者接触所述电加热器元件123、127，所述间距W1是必须的。