专利名称：具有用热空气处理冰霜功能的用于整体隔音处理的涂层的利记博彩app
技术领域：
本发明涉及一种用于整体隔音处理的涂层，所述涂层具有用热空气进行冰霜处理 的功能，所述涂层特别适用于飞行器的前缘部位，尤其适用于飞行器发动机机舱的进气道。
背景技术：
为了限制机场周边噪声污染的危害，国际标准对噪声源的限制越来越严格。已经开发出某些技术来降低飞行器发出的噪音，主要是在发动机机舱管道的管壁 上敷设涂层来吸收部分声能，尤其可以利用亥姆霍兹共鸣器的原理来进行隔音。众所周知， 该涂层从外向内包括一个多孔声阻尼层，一个蜂窝结构和一个隔音反射层，使涂层发挥效应。目前，由于各种条件限制，例如成型加工或与其它设备兼容性的限制，限定了被处 理表面的范围。这样，涂层很难与那些避免冰和/或霜形成和/或堆积的系统相兼容，这些 系统在那些部位是必不可少的。这些系统分为两大类，第一类被称作防冰霜系统，用以限制冰和/或霜的形成；第 二类被称作除冰系统，用以限制冰和/或霜的聚积，并且该系统在冰和/或霜一旦形成时就 运作起来消除冰霜。在后面的说明中，冰霜处理系统或处理方法的表述，就是指一个防冰霜 系统或一种防冰霜处理方法，或一个除冰系统或一种除冰处理方法。本发明主要涉及一种利用从发动机提取的热空气回流到前缘的内管壁部位来进 行防冰霜处理的方法。在涂层相对厚实，且由多个充满气体起到隔绝作用的隔间组成的情 况下，系统性能很难与涂层相兼容。在使消音处理和防冰霜处理功能相兼容的尝试中，EP-1. 103. 462和US-5. 841. 079 文献中提出了一种解决方法，提议在反射壁上预置些小孔，使热空气进入到涂层的隔间内。但是这种解决方法不令人满意，理由如下蜂窝结构的隔间在反射层有一个或多个小孔的话，这些隔间在隔音处理方面的性 能就会不太好，因为声波在所述隔间里耗散不良。为了降低这种衰减，可以采用减小孔洞截 面的解决方法。在这种情况下，恒定的空气流量减少了，降低了除冰功效。另外，这些孔洞 由于截面缩小很容易自行堵塞，这样相应区域的除冰功能就被消除了。根据另一个问题，由于蜂窝形填料组成的蜂窝结构在被安装启用时会出现变形， 某些反射层的孔洞可能被置于形成两个隔间的侧壁的交汇处。在这种情况下，由于部分孔 洞被侧壁堵上，这两个蜂窝的隔音处理功能被削弱，除冰功能同样被削弱。最后，另一个问题是，由于压力平衡在进气道唇缘内自然形成，不可能隔绝开唇缘 处的某些部位，以便对它们施加更强的除冰气压，尤其对冰霜已经形成，且堆积量相当大的 部位。因此，这种解决方法需要在隔间之间有很好的密闭性，也就是要求在蜂窝结构和声阻 尼层壁面之间有良好的密闭性，以及在所述壁面和反射层之间有良好的密封性。
发明内容
本发明旨在通过设计一种涂层来消除现有技术的上述缺陷，所述涂层能兼容有隔 音处理的功能和利用热空气进行冰霜处理的功能，所述涂层特别用于前缘部位，尤其是发 动机机舱进气道的部位。为此，本发明的目的是提供一种用于隔音处理的涂层，其附加在飞行器表面，尤其 是前缘部位例如飞行器发动机机舱的进气道。所述涂层包括一声阻尼层、至少一蜂窝结构 和一反射层，其特征在于，所述涂层在所述蜂窝结构和所述声阻尼层之间设置有通道，每个 通道都由分离于所述蜂窝结构壁面的一壁面所划定界限，并且所述通道的一端部与热空气 进口相连通。
下面将结合附图仅通过举例的方式对本发明的其他特性和优点进行描述，其中，-图1是飞行器推进装置的透视图；-图2是发动机机舱进气道的一部分的纵向剖面图；-图3是根据本发明的隔音涂层的一部分的纵向剖面图；-图4是图3沿着A-A线的剖面图，示出了根据第一变型例的隔音涂层的一部分；-图5是根据图4的变型例所表示的用于除冰霜处理的蜂窝结构及通道的透视详 图；-图6是沿着图3上A-A线的剖面图，示出了根据第二变型例的隔 音涂层的一部分；-图7是示出了各种不同形式的通道的示意图；-图8是装备有根据本发明的隔音涂层的进气道的第一变型例的剖面图；-图9是装备有根据本发明的隔音涂层的进气道的第二变型例的剖面图；-图10是装备有根据本发明的隔音涂层的进气道的第三变型例的剖面图；-图11是装备有根据本发明的隔音涂层的进气道的第四变型例的剖面图；-图12是装备有根据本发明的隔音涂层的进气道的第五变型例的剖面图。
具体实施例方式此处描述的本发明适用于飞行器推进装置总体的进气道。然而，本发明可应用于 飞行器上进行隔音处理和防冰霜处理的各个不同前缘部位，例如机翼的前缘。在后面的说明中，无论是霜还是冰，是指各种性质、各种结构及厚度的冰和霜。图1示出一个飞行器的推进装置10，其通过支撑杆12连接在机翼下。然而，这个 推进装置还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机舱14，其中设有几乎以同心方式装配的动力系统， 以驱动进气装置16。发动机机舱的纵轴由参考数字18标识。发动机机舱14包括一个内壁20，其限定了前端为进气道22的管道。进气道22的顶部24大致形成一个环状体，该环状体沿着一个与纵轴18基本垂直 的平面延伸，或者不垂直于纵轴延伸，但其顶部处于12点钟略微向前的位置上。当然，也可 以考虑其他形状的进气道。在后面的说明中，所谓的空气动力面，就是指与空气动力气流接触的飞行器的蒙皮面。为了限制噪声污染的危害，在空气动力面上特别采用了涂层26来吸收部分声能， 尤其可以利用亥姆霍兹(Helmholtz)共鸣器的原理来进行设计。众所周知，该隔音涂层同 样被称作隔音板，其从外向内包括一个声阻尼层28、至少一个蜂窝结构30和一个反射层 32。所谓的层或结构，是指同种或非同种性质的一层或多层。所述声阻尼层28是一种起到耗散作用的多孔结构，其将通过该结构的声波声能 部分转换成热能。
根据一个实施方式，所述声阻尼层28包括至少一层多孔层以及至少一层结构层， 所述多孔层是例如金属织物形式或非金属织物形式比如金属丝网，所述结构层是例如带长 方形孔或微型穿孔的金属薄板或复合材料薄层。反射结构32不能透过声波，并且不包括任何可影响隔音处理的孔洞。所述蜂窝结构30对应的体积，一方面由其上可附加反射层32的第一假想面限定； 另一方面该体积还由其上可附加声阻尼层28的第二假想面限定。所述第一假想面和所述第二假想面之间分隔的距离可以不是常数。这样，该距离 在进气道的唇缘部位时可以更大些，以便给予所述结构一个更大的强度，尤其是抗冲击强度。所述蜂窝结构30包括有多个通道，它们一方面通向第一表面和另一方面通向第 二表面。这些通道一方面被多孔声阻尼层封闭，另一方面被反射层封闭，从而每个通道形成 一个隔间。有利地，两个邻近的通道被一个侧壁分开。根据第一种实施方式，所述蜂窝结构30由蜂窝状填料(nid d’ abeilles)组成。 因而，所述通道为六角形形状，且邻近的通道被侧壁分离开。根据第二种实施方式，所述蜂窝结构30在相交面上包括有一系列的第一条带，所 述第一条带之间不相交并且相互之间有间距，所述蜂窝结构在相交面上至少有一第二系列 的第二条带，所述第二条带之间不相交并且相互之间有间距。所述第一条带与所述第二条 带相交以限定出通道，所述通道一方面在两个邻近的第一条带之间，另一方面在两个邻近 的第二条带之间。所谓的相交面，是指与第一假想面和与第二假想面相交的那个平面或表 面。这样获得的通道具有四个侧面。为了简化设计，将所述第一条带安置在带有发动机机舱的纵轴的径向平面上。为了获得更坚固的结构，将所述第二条带设置为几乎垂直于所述第一条带，从而 得到的通道截面为正方形或长方形。这种方案同样可以简化设计。这些不同的层和结构不再详述，因为它们已为业内人士知晓。为了减轻噪音的影响，进气道22至少在部分空气动力面上包括有隔音涂层26。根据一种实施方式，该隔音涂层26在进气道的整个周边上从发动机机舱的内壁 20延伸至进气道的顶部24。为了限制冰霜的形成或避免其堆积，进气道22包括有冰霜处理装置，并且利用从 发动机提取的热空气来加热空气动力面。
根据本发明，所述隔音涂层26包括有布置在蜂窝结构30和声阻尼层28之间的通 道或管道34。每条这些通道由分离于蜂窝结构30的壁的一壁面36所确定，并且所述通道 的一端部与一热空气进口连通。这种方案能够减少蜂窝结构30的隔间与通道内部的沟通风险，因此也就减少了干扰隔音处理的风险。根据另一个优点，热空气占用的体积明显小于现有技术方案中热空气占用的体 积，按照现有技术，热空气占用蜂窝结构中一些隔间的体积。这样一方面可以较好地集中热 空气到待除冰的壁面，增强了除冰的功效；另一方面，一个更高的风压限制了在结构内部出 现压力小于外部压力的风险，也就限制了外部空气渗透进入除冰系统内部的风险。根据另一个优点，热空气长时间与待除冰的表层接触，这样能够改善交流以及降 低回流至除冰系统出口的热空气温度，就能够排出热空气而无灼伤所穿过的壁面的危险， 尤其是在该壁面由热敏感材料诸如复合材料制成的情况下。有利地，相比于蜂窝结构的隔间来说，通道34的安置方式是明智的，使其不影响 隔音处理功效，尤其为声阻尼层保持了均勻一致的开口面积比。根据图7所示的一个变型例，通道34是通过成型加工形成一层具有限定了所述通 道的凹陷部分来获得的。所述层插入在声阻尼层和蜂窝结构层之间，该层未变形的部分紧 贴在声阻尼层28上。根据图7所示的另一个变型例，通道34的形状不同，每一条通道都有 一个凹形截面，截面的两侧端部38能够与声阻尼层的内面相连通。通道或者形成通道的层可以由一层或多层金属或复合材料来实现。根据图4和图5所示的一种实施方式，通道34直接设置在限定了蜂窝结构隔间的 某些壁面处，通道相对于所述壁面优选以对称的方式设置。根据图6所示的另一种实施方式，通道34直接设置在某些隔间上，它们的壁面36 分离于蜂窝结构30的隔间的壁面39。当限定隔间的壁面不搁置在通道上而是在声阻尼层 上的情况时，这种布局可以获得性能更强的隔音板。根据图7所示的变型例，通道34可以具有U型、V型、Ω型不同形状的截面，其高 度可或大或小。当然本发明不限于所图示的截面种类。优选地，通道34几乎是笔直的，用以减少压力损失。根据一种实施方式，通道34 相互之间是平行的，并且设置在通过发动机机舱的主轴的径向平面上。这种配置简化了热 空气的循环，并且限制了飞行器的过量消耗。补充说明，蜂窝结构30在其可能敷设(plaque)在声阻尼层的那个面上包括有凹 槽40，所述凹槽的形状与通道的外形匹配，如图5所示。根据另一个特性，通道34的稠密度是可变的，尤其通过安排通道间的距离或大或 小，或改变通道的截面，来调整除冰功能。根据变型例，通道34的长度调整至隔音板的长度，如图8、9和12所示，或者要延 伸超过所述隔音板，尤其在上游，如图10和图11所示，以便更好地疏导热空气与待除冰的 表面接触，增强空气动力面在进气道位置的强度，起到了加强筋的作用。根据变型例，热空气可以通过设置在声阻尼层上的穿孔或微型穿孔42回流，穿孔 或微型穿孔最好有些倾斜，以便把流出的气流引导至进入发动机机舱的外部气流方向，如 图8和图9所示，或者热空气可以回流至发动机机舱内部，从下游排出。
根据变型例，热空气进口与通道相通，使得热空气在通道内的流动方向与进入发 动机机舱的外部空气方向一致，如图8、图9、图11和图12所示，或者流动方向相反，如图10 所示。根据一种实施方式，框架44 至少能够与隔音板的一个边缘部位相连，以便分配热 空气到各个不同的通道34内和/或在通道的下游端收集热空气。
权利要求
一种附加在飞行器表面尤其是前缘部位诸如飞行器发动机机舱的进气道用于隔音处理的涂层，所述涂层包括一声阻尼层(28)、至少一蜂窝结构(30)和一反射层(32)，其特征在于，所述涂层在所述蜂窝结构(30)和声阻尼层(28)之间安置有通道(34)，每条所述通道由分离于所述蜂窝结构(30)壁面的一壁面(36)所划界，并且所述通道的一端部与一热空气进口相连接。
2.根据权利要求1所述的用于隔音处理的涂层，其特征在于，所述通道(34)是形状不 同的，并且每一通道具有一凹形截面，所述凹形截面两侧的端部(38)与声阻尼层的内面相 连通。
3.根据权利要求1所述的用于隔音处理的涂层，其特征在于，所述通道(34)是通过对 插入在声阻尼层(28)和蜂窝结构层(30)之间的一层进行成型加工而形成通道的方式获得 的。
4.根据权利要求2或3所述的用于隔音处理的涂层，其特征在于，所述蜂窝结构(30) 在其可能敷设在声阻尼层(28)的那个面上包括有凹槽(40)，所述凹槽的形状与通道的外 形匹配，
5.根据上述权利要求中任意一项所述的用于隔音处理的涂层，其特征在于，所述通道 (34)基本上是笔直的，并且相互之间平行。
6.飞行器发动机机舱，其含有的进气道(22)内置有根据上述权利要求中任意一项所 述的用于隔音处理的涂层。
7.根据权利要求6所述的飞行器发动机机舱，其特征在于，所述通道(34)在上游从用 于隔音处理的涂层延伸，用以形成加强筋。
8.根据权利要求6或7所述的飞行器发动机机舱，其特征在于，所述声阻尼层上包含有 穿孔，用于回流除冰使用过的空气。
9.根据权利要求6至8中任意一项所述的飞行器发动机机舱，其特征在于，热空气进口 与所述通道相通，使所述通道内热空气的流动方向与进入发动机机舱的外部空气流动方向 一致。
10.根据权利要求6至8中任意一项所述的飞行器发动机机舱，其特征在于，热空气进 口与所述通道相连，使所述通道内热空气的流动方向与进入发动机机舱的外部空气流动方 向相反。
全文摘要
本发明涉及一种在飞行器表面尤其是前缘部位诸如飞行器发动机机舱的进气道进行隔音处理的涂层。所述涂层包括一声阻尼层(28)、至少一个蜂窝结构(30)和一个反射层(32)，其特征在于，涂层在所述蜂窝结构(30)和声阻尼层(28)之间预置有一些通道(34)，每条所述通道由分离于蜂窝结构(30)的壁面的一壁面(36)所划界限定，并且所述通道的一端部与一热空气进口相连接。
文档编号B64D33/02GK101821165SQ200880019307
公开日2010年9月1日 申请日期2008年6月3日 优先权日2007年6月8日
发明者阿兰·波特, 雅克·拉兰纳 申请人:空中巴士运作简易股份有限公司