一种用于飞行器的带有焦耳效应霜处理系统的吸音衬垫技术方案

本发明专利技术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）的霜处理系统，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。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】
本专利技术涉及一种用于飞行器的带有焦耳效应霜处理系统的吸音衬垫， 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。
技术介绍
飞行器的推进系统包括一个发动机舱，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。推进系统发出的噪声 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抢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 的系统相匹配。这些系统分为两大类，第一类被称作防冰系统，它可以限制冰和/或霜的形成；第二类被称作除水系统，它可以限制冰和/或霜的聚积，并且 在水和/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 霜处理系统，就是一个防水系统或一个除水系统，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。而除水系统必须装载在飞行器上，因为水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，水霜会在机翼的前 缘部分、在发动机舱的边缘、尾翼的边缘或其他部位生成。 更准确地说本专利技术涉及一种利用焦耳效应的电霜处理系统。 这个霜处理系统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。这类系统不令人满意，因为它相对脆弱，容易在飞鸟、水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，霜处理系统有可能不再工作了，这就有可能形成水或霜并逐步聚 积。最后，其与噪声处理吸音村垫不相兼容，在表面上敷设这个霜处理系 统一般会削弱噪声处理的性能。
技术实现思路
本专利技术旨在通过提出 一种用于飞行器的带有焦耳效应霜处理系统的 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，本专利技术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)的吸音村垫发动机舱。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系统， 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，霜处理系统得到了保护，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专利技术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2是根据本专利技术的一个发动机舱进气道的纵向剖面图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4显示了霜处理系统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io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llA是显示了图IO所述修改方案的第一实施方案的剖面图； 图IIB是显示了图IO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系统位置的纵向剖面图；和 图19显示了进气道部位各个不同霜处理系统位置的横向剖面图。具体实施例方式根据下文描述，本专利技术应用于飞行器推进装置的进气道上。然而，本在下面描述中，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,它们本文档来自技高网...

【技术保护点】
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）的霜处理系统，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。

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】...

【专利技术属性】
技术研发人员：吉勒谢纳，法布里斯冈蒂耶，阿兰波特，
申请(专利权)人：法国空中巴士公司，
类型：发明
国别省市：FR[法国]