专利名称：使用重叠管整体除冰的机翼的利记博彩app
技术领域：
本发明涉及一个组合结构元件，其中包括一个能将如冰层这样的固体从结构部件的外表面分离的具有整体特性的系统，特别是，本发明所涉及的结构部件尤为适用于机翼或前缘部位，所述部位具有一个整体部件，一个当用于飞机前缘时适于组合部件外部高模数壳体的除冰的力和位移产生装置。此发明还涉及一个改进了的力和位移产生装置。该装置与这个结构元件可被整体使用，或被安装到机翼或前缘用为分离除冰装置组件的一部分。此申请是作者于1989年11月6日提出的美国专利申请序号为07/432，715的对于具有整体排气系统的结构机翼的未准申请延伸的一部分。
自从动力航空开始以来，飞机在一定飞行条件下，一直被机翼和支柱等机体部件表面的积冰问题所困扰。如果不检查，此种积冰最后会附加飞机的重量并改变飞机的机翼和控制表面的形状，以致使飞机陷入无法飞行的状态。在飞行条件下，为了防止和取掉这些积水，种种努力的结果，产生了三种一般应用广泛的清除积冰方法，一种普通的除冰过程。
有一种防冰方式，称为热除冰方法，使前缘受热从而减弱积冰在机翼部件间的附着力。这里，“前缘”是指积冰的，并且经受流经飞机的气流的冲击的，并有一个点或线是气流停滞的飞机部件的那些边缘。冰一旦松动，就会被略过飞机的气流渐渐地从飞机部件上吹掉。
有两种广为使用的加热前沿的方法。一种方法称之为电热除冰方法，此方法是将电热元件安装在飞机部件的前缘部位，或是将电热元件夹在人造橡胶保护罩内，将其罩在前缘上，或是结合在飞机部件的壳体结构之中。这种加热元件是靠典型的电能加热，电能来自于一个或多个飞机引擎所驱动的发电机提供，加热元件受开与关控制，从而提供足够的热量使积冰松动。在小飞机上，可能没有足够的电能用于电热除冰。
另一种加热方法是，将涡轮机的一个或多个压缩冲程中加温的气体，循环通过像机翼和支柱这样部件的前缘，从而达到除冰和防结冰的目的。此种方法仅被典型地应用于以涡轮机作为动力的飞机上，利用从涡轮机的一个或多个压缩位置上排出具有一定温度的压缩气体。此方法结果使燃料的经济性降低，并且降低了涡轮机的动力输出。
第二种通常被采用的除冰方法涉及到化学方面。在有限制的情况下，化学物质可以在飞机的整体或一部分进行使用，从而降低机上积冰的附着力或降低其上积水的冰点。
其它通常用于除冰的方法，一般地被称之为机械除冰方法。在最为主要的商用性机械除冰装置中(压缩空气除冰)飞机机翼或支柱部件被许多可膨胀一般像管状的结构件罩上，当使用加压流体，特别是气体，该结构可以膨胀。由于充气管状结构实际趋于使机翼或支柱的前缘轮廓膨胀，从而破裂积冰，碎冰通过略过飞机部件的气流而散开。这些管状结构实际上定形延伸与飞机的前沿平行。这些传统的低压空气防冰装置是由有橡胶的化合物或是有显著弹性性质的化合物制成的。特别是，在这样的除冰装置中制作膨胀管子的材料在膨胀过程中能够膨胀或伸延40%或更多，由此除冰器及前缘产生显著轮廓变化，从而使前缘上的积冰破裂。
这些传统的气动除冰装置需要很大的气流以为其中高膨胀能力的管子充气，而据有代表性地以前这种管子充气的时间平均约为二到六秒。由管子膨胀所引起机翼轮廓变形能够显著改变略过机翼的气流状态，从而进一步影响机翼的升力特征。形成这些典型的传统的气动除冰装置的橡胶或类似橡胶的材料，应具有大约为6900kPa的杨氏模数(弹性模数)。冰的弹性模数据不同的报道，约在275，000到3，450，000kPa之间，已知冰具有使典型的积冰在支撑棋其的表面轮廓上适应微小变量的弹性模数。用于传统除冰装置上的橡胶化合物的弹性模数比一般涉及的积冰的弹性模数要低得多。传统的气动除冰装置的巨大膨胀，已经起到破裂或折裂积冰结构的作用，使这些积物在冲击而来的风暴的作用下脱落掉。
用来除冰的其他机械装置，包括电动机械敲击，例如在Levin等人的美国专利3，549，964所叙述的。对于机翼外壳受到反复敲击产生的压力疲劳的敏感性的关注，在某种程度已产生限制了该技术的真正的商业前景或应用的作用。
另外一种电动机械除冰系统，在Haslin等人的美国专利号4，690，353中被描述。一个或多个弹性重叠的带状导体，其中每一个自身折叠起来，嵌于弹性材料之中。当在导体中施加一个大的电脉冲，由在临近的导体层的相对部分中的反向平行电流产生互交磁场，该磁场在折叠的导体的部分之间产生一个电的反脉冲力，致使折叠导体的部分之间即时产生分离作用。这一扩张作用有助于使弹性材料表面上的任何固体物质脱落。
另一种电动机械除冰系统在Adams等人的美国专利4，875，644中被描述，此技术在本说明书中被参考引用。两个或多个片状阵列，它们各自含有许多为相间隔开的关系的平行带状导电元件，在当一个巨大的脉冲电流施加于导体时，片状材料排列迅速而有力地被分开。
Briscoe等人的美国专利4，706，911和Putt等人的专利4，747，575所揭示的前沿除冰装置，其中，在压力作用下脉冲流体被用以迅速地扩张位于支撑面和片状壳体之间的膨胀管，片状壳体具有显著增高的模数。流体脉冲输入膨胀管中引起高模数表面物质变位然后猛然地停止。施加于积冰之上的冲量使得附着的冰产生位移从而有助于冰的分离和脱落。在一些较好的实施例中膨胀的管状结构，其膨胀时间不大于0.1秒，而更好地可达到不超过0.5毫秒。图4和美国专利4，706，911的附件说明书，描述了一个可用于这种气体脉冲除冰装置中的喷射器/控制器操作的排放阀。在图7和美国专利4，747，575的附件说明书中，描述了一个可用于气体脉冲除冰装置中的振动阀，此阀向固定在前沿上的除冰装置的膨胀管中，输入快速的流体压力脉冲。种种改进此种气动脉冲除冰系统的努力导致了对流体脉冲输送阀改进的不断的成果。
尽管在上述专利中，所述的装置和方法已知适于飞机除冰，但尽可能地减轻重量、延长服务寿命和增强可靠性仍为工业所期望的目标。朝着这些目标，现代飞机设计师和制造者正在明确地努力于增加使用高模数的纤维制成的轻型合或材料的频率。这些材料包括碳、石墨、芳族聚酰胺和具有有机树脂或碳结构的玻璃，但不限于此。在机翼、支柱和尾部等已知的前缘表面提供分离制造的装置，象在美国专利4，706，911和4，747，575中透露的。这种装置通过这种辅助除冰装置的粘接作用，固定到现有的机翼装置上。由于这些辅件设备的存在改变了前沿轮廓这是不期望有的。作为一个替代方案，在设计时或在安装这一装置之前，某种现有技术的实施例的机翼的前缘已作了修改，以便在机翼上提供一个放置除冰装置的凹槽。安置除冰装置的后一种方式由于提供了这样的凹槽，使得安装完成的总成具有光滑的流线型特性。然而在此情况下，底层支撑面和机翼在结构上完全没有除冰装置附加物。这种除冰装置没有或仅有很小的附加结构增强于它附着于底层支撑面上。在此之前所知的许多附加的冰装置均具有一个外积冰表面，该表面是用弹性材料如橡胶(氯丁橡胶)或氨基甲酸酯制成的。这些材料与传统的已采用在现代大商业和一般的航空飞行和大型飞行器中铝合金前缘表面比较，更易于在飞行期间受到雨、雹、冰凌和雪作用的侵蚀。这样采用铝合金外壳的飞机有20年或更多年的设计寿命，其中铝合金壳体的厚度，一般是从0.025英寸到0.19英寸。对于这样的除冰装置进行最小的修理或更换是飞机工业的一个目标。理想方式是，除冰装置包括具有至少相当于用于使用空气排放系统进行除冰的由大型涡轮机驱动的商业飞机的铝合金壳体的抗雨水侵蚀能力的积冰表面。
雨不是前沿所遇到的唯一的碰撞形式，而在飞机的使用寿命期飞鸟、冰雹和从跑道上反弹起来的碎片以及在日常飞机的维护期间的事故造成的碰撞也是可能。
除了对于机翼和除冰机械需要进行各种改进外，已知气动除冰装置在靠近膨胀管的支撑点也能显出高应力点和明显地弯距。结果在临近支撑点处，产生一个“死区”或一个不灵活的区域，尽管管子的驱动或者膨胀，在此区域都不会发生位移，结果产生了很高的应力集中。这些高应力的不灵活区域在外壳上，特别是对于由金属材料制成的高张力模数的外壳产生疲劳。
根据本发明的特征，提供了一个具有整体表面除冰能力的结构元件。其中一个实施例中包括(a)一种非金属高张力模数的增强基体结构的复合基础的纤维;
(b)薄的力和位移产生装置;
(c)一个薄的高张力模数外壳与所述的基础和所述的力和位移产生装置结合在一起;
所述的力和位移产生装置位于所述的基础和所述的壳体之间并且包括一个重叠管的设计。
根据本发明的另一个特征，提供了一个制造具有整体表面除冰能力的结构件的方法，该方法包括(a)提供一个凹模;
(b)将外部金属壳和该外粘结层插入模子;
(c)将薄的力和位移产生装置，以管状垫的形式成形并置于外粘结层之下;
(d)将内粘结层应用于该力和位移产生装置中;
(e)在复合基体中成形许多加强长丝层的复合基础，并将所述的基础置于内粘结层;
(f)在较高的温度和压力之下，固化和粘结合成的外壳，力和位移产生装置以及基础，以形成所述的单一结构件。
根据此发明的另一特征，所提供的气体除冰装置，其使用了部分重叠管设计，此设计能对冰的位移力进行分配，从而在外壳降低了应力集中和疲劳，而与此同时，在积冰表面增加了切向或弦向的张力。根据该发明的这一特征改进了的除冰器适合用于整体前沿，如上所述的除冰器的结构件中，及传统的，象分离安装然后再附加到机翼或前缘之上的型式气动除冰装置。
在当观察了本发明的最好的实施例的描述和附图之后，本发明的特征和优点就更加明显了。这些描绘和附图一起构成说明书的一部分。
图1是一个机翼的局部剖面图，它有一个安装在其前缘部分的根据本发明所限定装置，处于工作状态。
图2是图1所示装置在不工作状态时其上有一层冰的局部的放大剖面图。
图3是图2中装置在工作状态时的局部放大剖面图。
图4、5和6各是一个雨水腐蚀试样架的侧视图，部分剖开的主视图和底视图。
图7是另一个用于抗雨水腐蚀试架的主体图。
图8是根据本发明用于控制结构部件工作的系统示意图，该结构部件具有整体表面分离能力。
图9是除力和位移发生装置包括电磁装置外与图2所示装置相同的装置的局部放大剖面图。
图10是与图1相同的机翼的局部剖面图，它有一个在不工作状态的除冰装置的可替换的实施例。
图10A是一个根据本发明的特点的重叠管子的放大图，重叠区域在图10中被圈出。
图11类似于图2，但显示的是图10所示的装置。
图12类似于图3，但显示的是图10所示的装置。
本发明提供一种装置，其形式为具有能为前缘除水整体表面分离能力的结构部件。本发明也提供这种装置的制造方法和使用该装置除冰的方法。本发明也提供一种改进型除冰位移装置和制造它的方法。这种改进型除冰装置可减少结冰表面的应力疲劳并同时通过在前缘较大面积上增加切力从而改善从表面除冰。除冰是清除不断骤集在前缘上的冰。所谓“前缘”是结构表面上起迎向并击破冲击该结构表面的气流作用的哪部分。如前缘是指机翼、稳定器、翼间支柱、发动机舱和其它外罩的前部，及在飞行中最先被流过飞机的气流冲击的突出部分的部分。
参见图，图1描述本发明的一个具有整体除冰能力的前缘结构10，为了便于说明显示了装置10夸张地变形的工作状态。事实上，在机翼的光滑连续轮廓上的变形的总量是很少的。装置10用于取代传统作为机翼前缘表面的重的铝合金外壳(无图示)。铝合金外壳典型的厚度范围低的大约0.025英寸，高的达到0.190英寸，后者是用于100位乘客或较大容量的商用飞机。装置10按通常方法紧固在机翼结构200上的留出部位，也就是图1所示的由嵌平机械固定件50或用粘结剂连接方法。这样，该结构可以使装置10根据需要，如被冲击损坏而更换。
现在参见图2，它表示一个本发明较佳实施例的除冰装置20。装置20包括一个材料的弹性模数至少为4000kPa的表层或外壳22。在表面或外壳22下紧接着是一个聚合材料的外壳连接层24。在外壳连接层24下面是一个喷气式力和位移产生装置26。在喷气式力和位移产生装置26下面的是一个聚合材料的内连接层28。在内连接层28下面的是一个纤维加强复合基础30。所示的冰层18粘附在外壳22的外表面23上。
外壳22可由金属或塑料制成的。尤其是外壳22最好由钛合金制成。外壳22的厚度范围一般是对于金属约为0.002到0.03英寸，对于塑料约为0.005到0.080英寸。其它适用的金属可包括不锈钢和铝合金。用于外壳的特别理想的塑料材料是可由帝国化学工业公司买到的聚醚甲酮。在需要寿命更长之处，金属被当之无愧优先选择。
连接层24和28是由聚合材料制成的，适合于连接到任一边邻层。这样的化合物在技术上已知并且一种特殊化合物的选择将依据若干要素，它包括操作环境，外集冰壳22的特性，和在对于外连接层24要考虑下面的力和位移产生装置26，而对于内连接层28要考虑用于力和位移产生装置26及在复重基础30下面的邻近接触面29的材料。在此外壳22由铝合金制成并且力和位移发间装置26包括可膨胀管状元件27，外连接层24以膜片形式的腈酚树脂形成，可以从3M公司得到的膜片胶粘剂AF32。内连接层28在一个更好的实施例中也是由10mil厚的腈酚胶片粘剂来制成。在相邻的管27之间的区域25也同样是由腈酚材料制成。同样的3M产品AF32可为外连接层24和内连接层28提供适合于加入该层的材料。对于内和外连接层24，28和区域25最适合的替代材料是增韧的环氧胶片如可由匹兹堡及加里弗尼亚的Hysol航空产品获得的EA951号产品。
连接层24和28和区域25中所示的材料是不同的为便于本发明的说明和解释是明显的。事实上不同的层通常是不明确的，并且在区域25中的材料便可能是管材或连接层24、28的涂层。
力和位移产生装置26是薄的并且典型的厚度不超过0.100英寸，每个可膨胀元件27是一个沿除冰的长度方向即在装置和机翼的翼展方向的管状结构。每个可膨胀27是由涂有聚合物的纺织纤维构成。该纤维可以仅涂在一面，并制成在管内侧或在外侧具有涂层面的管状元件，在制造过程中，在管的内部提供一个粘胶隔层以防止织物层粘连，从而防止可膨胀管状元件的形成。在应用中聚四氟乙烯(PTFE)膜片是很适用的粘胶隔层。每个可膨胀管状元件27起流体发送管作用。装置内的可膨胀管状元件通过导管装置(没有说明)被连接到除冰系统的预留部分(没有说明)，该除冰系统包括定时器/控制器(没有说明)，一个高压气源(没有说明)、一个脉冲输送阀(没有说明)。
一个适用的控制系统和在由本发明的有整体表面可分离能力的结构件中，为可膨胀管件流体脉冲充气的高压阀的示意图在美国专利4706911中公开，其内容在本文中被参照。气体脉冲释放阀的较好实施例在RobertM.Hohanshil和JamesC.Patt的美国专利4，873，647中描述，其内容在本文中被参照。
在图8中显示一个适用的控制系统100和在本发明的结构件中为一个可膨胀管状元件进行流体脉冲充气的装置，系统100包括一个低压气源181，如一个压缩机或从喷气发动机涡轮段排放的气体。气源181被连接到调节器182，183上以保证低压空气气源的恒定供给压力。调节器183用于向与每个控制操作阀150、151相联的喷头170提供低压空气。在时间周期中当控制阀150、151主阀座关闭时，由于在相对低压下向喷射器提供气源，在控制操作阀的出口部位，进而在可膨胀管状元件如图2所示的可膨胀元件27或图10所示的衬垫层400中可能抽出真空。调节器182向增强器184提供一个恒定的低压空气源，增强器184将低压空气源181所产生的空气压力提高到一个合乎需要的高压。一个存储器185用于接纳高压空气。存储器185可以由合适的或通常的金属构造形成。在主存储器185中的高压空气有效地通过合适的导管186到达与各导向阀150、151相联合的存储器。从每个控制操作阀150、151的存储器152来的高压空气被分别送到各自的具有可膨胀管状元件27(或替换在图10中衬垫400中的管427)的除冰装置187、188、189。控制装置190用于控制操作阀150、151相连的电磁线圈159的启动，从而达到选择将高压空气放入除冰装置187、188、189的可膨胀元件27中的时机。该控制装置190也能决定从真空调节器183提供的空气到喷射器的确定时机和数量，如果使它们仍与控制操作阀150、151相连的话。这种控制可以通过已知方式来完成。空气的低压源能被空气的高压源取代，如一个压缩器或存储器气瓶(未示出)，其中的增强器可成不为必要的。真空调节器183和调节器182可构成一个为真空发生和增强器提供低压气的单独的装置。
在图8右边所示的阀151之一是一个用于脉冲气流除冰装置的震动阀，如在美国专利4747575中所详细描述的那样。在更好的实施例中，一个流体脉冲部分地给可膨胀管状元件如元件27充气，使得产生高模数外壳变位然后突然停止。此后进一步地以阶段脉冲方式充气，因而产生脉动地给可膨胀管状元件充气。
加强纤维聚合物的复合基础30由在一个热固性聚合材料的基体中的许多细丝状材料层组成。该材料以及其结合制成一个薄片复合结构是已知技术。特殊材料和特殊结构的选择将决定于许多因素，这些因素包括用该装置构成前缘部件的机翼的特性，弯曲强度，扭曲强度，抗前方冲击，总厚度限制和总重限度。
根据本发明的装置的更好的实施例，包括一个由石墨或碳纤维加强的环氧基体形成的基础30。其它的高模数，高强度纤维如芳族聚酰胺，玻璃纤维和类似的可单独或以包括这些及与其它纤维的结合的形式被利用。
在图3中除冰装置20被显示在它的工作状态，及脱落的冰粒19。在图3中描绘的除冰装置20与图2中描述的是相同的结构。图2描述的除冰装置20是在停止或不工作状态下具有一个冰层18。在工作中，高压气，一般地为空气，以脉冲的形式被送进可膨胀管状元件27中。这样，流体输入，当脉冲通过管件27时在外壳22上产生一个快速的但短暂的变形，本发明的装置20的工作过程通常如美国专利4706911和4747575中描述，如果提供与主膨胀管分开的附加可膨胀管(本发明申请中未介绍)则如在美国专利4826108中所描述。这些气脉冲在可膨胀管元件27中产生几乎是瞬间压力变化，从而对于处在除冰管27之上的集冰面23以产生一系列瞬间扭曲，这引起冰层18破裂成颗粒19而脱落。对于输出至可膨胀管状元件27快速作用阀的标准供气压强至少约为1000磅/英寸2(6994kPa)，最好是1500磅/英寸2(10340kPa)，并能超过2000磅/英寸2(13788kPa)。
申请者意外地发现使用含有以金属壳制成的一个复合基础的单独的整体式除冰装置，气动作用除冰装置与需要通过粘接或机械方式附加到要除冰的飞机或其它部件原壳体外表面上的早期所知的结构相比，提供了很大的性能改进。至今，除冰装置被分别制作成缓冲器或防护罩式的，以便其能够适应保护机翼的原来结构壳体。这种装置已被认为是除冰缓冲器或除冰防冰罩。相比之下，在本发明中，该装置被期望用以替代组合的原始结构壳体及分离地制造和安装的附助除冰装置。申请者已经揭示本发明已展现了飞机制造工业所要求的超一流抵抗雨水腐蚀性能。相比之下，根据现有技术的装置在雨水腐蚀实验中典型地表现出外部吸冰的金属外壳破裂而失败，即展现了很低的抵抗性能。本发明的性能优点可通过下例举例进行说明。
举例1实例1被构成如下-----(0.005厚的钛合金表面)+++++(天然橡胶粘结剂)×××××(天然橡胶)＃＃＃＃＃(可膨胀管的作用力发生器)×××××(天然橡胶)/////(接合粘结剂)＊＊＊＊＊)＊＊＊＊＊)铝基础(结构)＊＊＊＊＊)雨腐蚀结果-1小时30分钟实施例1的结构是从现有低压气体除冰技术与高压气体脉冲技术结合结果的体现。观察到的这一结构的最好的雨水腐蚀特性是1小时30分，从此可以观察到钛合金表面被腐蚀的情况。
举例2实施例2被构成如下-----(0.005厚的钛合金)表面++++++(腈酚底层材料)××××××(腈酚片状粘结剂)
＃＃＃＃＃＃(可膨胀管的作用力发生器)××××××(腈酚片状粘结剂)＝＝＝＝＝＝(接合粘结剂)＊＊＊＊＊＊)＊＊＊＊＊＊)(铝基础(结构))＊＊＊＊＊＊)雨水腐蚀达2小时。
以腈酚底层材料和腈酚片状粘结剂取代用于实例1作为连接力和位移发生装置与钛合金外壳的天然橡胶母体。正如实例1，接合粘结剂用于连接冰的防护罩到铝基础。关于对雨水腐蚀表现出的最好的特性是2小时，初次观察到较小的裂碎是在1 1/2 小时的时候。当实验累计2小时时，破碎已经扩散，从而此部分失效。
举例3实例3的构成如下----(0.005厚的钛合金)表面++++(腈酚底层材料)××××(腈酚片状粘结剂)＃＃＃＃(可膨胀管的作用力发生器)××××(腈酚片状粘结剂)＝＝＝＝(气体固化粘结剂)＊＊＊＊)＊＊＊＊)(铝基础(结构))＊＊＊＊)
雨水腐蚀达2小时45分钟。
实例3在结构方面，除了实例2中用以连接铝基础的接合粘结剂被室温气体固化粘结剂取代外，相同于实例2。当做受到雨水腐蚀试验时，在2小时30分时裂纹开始出现在该实例的边缘，在3 1/2 小时之，可观察到大量的内部裂纹和内部腐蚀。当试验累计约2小时45分时，即认为此部分不能使用。
举例4实例4的构成如下----(0.005厚的钛合金)表层++++(空气固化底层材料))))))(空气固化粘结剂)××××(腈酚片状粘结剂)＃＃＃＃(可膨胀管作用力的发生器)××××(腈酚片状粘结剂)＝＝＝＝(气体固化粘结剂)＊＊＊＊)＊＊＊＊)(铝基础)＊＊＊＊)雨水腐蚀达30分钟。
对于钛表面和铝基础，使用室温气体固化粘结剂被粘结到它们各自的邻近的夹层上。在30分钟雨水腐蚀试验之后，可观察到表面破坏(疲劳裂缝和裂片)。
举例5
实例5的结构如下----(0.005厚的钛合金)表层++++(氨基甲酸乙酯粘结剂)××××(0.015氨基甲酸乙酯片)＃＃＃＃(可膨胀管作用力的发生器)××××(腈酚片状粘结剂)＊＊＊＊)＊＊＊＊)(铝基础)＊＊＊＊)雨水腐蚀达1小时30分钟。
在试验之前已经注意到实例5在其左下部边缘含有一个小裂缝。随着雨水腐蚀试验时间的延长，这一初起的扩散缺陷在钛表面如同裂缝，紧接着在裂缝的周围出现裂片。在1小时30分钟实验之后，即认为此部分不能使用，认为完全损坏将发生在2小时30分钟左右。
举例6实例6的结构如下----(0.05厚的钛合金)表层++++(腈酚底层材料)××××(腈酚片状粘结剂)＃＃＃＃(可膨胀管作用力的发生器)××××(腈酚片状粘结剂)＊＊＊＊)＊＊＊＊)(复合基础(结构))＊＊＊＊)
雨水腐蚀达7小时而无损坏在1到6的举例中的每一个，根据制造者的要求使用从市面上可买到的粘结剂材料。钛合金表层为0.005英寸厚，Ti-15V-3Al-3Gr-3Sn Per，Ams 4914，为了粘结用铬酸在该表面上进行阳极防腐处理。铝基础或底层是用6061T6合金构造而成的，如图4至6所示。铝基础总长度为3英寸，前缘半径为0.5英寸，壁厚为0.25英寸，总高度为1.25英寸。腈酚片状粘结剂(3M公司，AF32，10mils厚)根据制造者的要求被用于弥补腈酚底层涂料的不足，在腈酚片粘结剂应用之前，没有人将底层涂料用于合成基础上。
实例6的制造包括两上主要步骤。在第一步，被粘接到腈酚片状粘结剂的外层的钛合金外壳，作用力在加工部位以及腈酚片状粘结剂的内层，在大约温度350°F，和约3个大气压的热气压力热容器内通过1小时的特别是固化使它们连接起来。在第二步，一个石墨环氧半固化的合成基础通过将石墨环氧半固化到腈酚粘结剂的内层的层压层与在第一步形成结构相联接，并将组成工件放在热气压热容器内，在温度350°F，压力3个大气压的条件下，达1小时。实例6经7个小时的雨水腐蚀实验结果为，可在实例的两侧观察到轻微的腐蚀，而没有损破和腐蚀在其他地方被观察到。
关于实例6，其雨水腐蚀实验样品具有与实例1至5的实验样品相同的尺寸和前缘半径。加强型纤维复合基础具有0.100英寸的标准厚度。在沿样品每个后缘上具有很多的埋头孔。该样品通过适配器附件及许多机械埋头螺栓固定在雨水腐蚀实验装置可旋转的叶片上。该适配器使用与实例1至5的样品使用的相同方式固定在叶片上。
雨水腐蚀实验程序1试样1到6的雨水腐蚀实验按照下列方法进行。实验样品用机械部件固定到实验装置的可转动臂上。调整此装置以提供一个500米/小时的试样速度，相应于转动臂达到1400转/分，水流速度设置在0.8加仑/分，从而雨点的速度为1英寸/小时，水滴的直径约为1.5到2毫米。运用同样的装置和上述的条件，对试样1-6中的每个实例进行实验。
为证实由试样6展示的优良的抗雨水腐蚀特性，增加制备的试样有如下结构。
试样7----(0.005厚的钛合金)表面++++(腈酚底层涂料)××××(腈酚片状粘结剂)＃＃＃＃(可膨胀管作用力发生器)××××(腈酚片状粘结剂)＊＊＊＊＊)＊＊＊＊＊)(石墨环氧合成基础(亚结构))＊＊＊＊＊)雨水腐蚀达4小时30分而不损坏。
试样8----(0.005厚的腈化钛合金)表面++++(腈酚底层涂料)××××(腈酚片状粘结剂)＃＃＃＃(可膨胀管作用力发生器)
××××(腈酚片状粘结剂)＊＊＊＊＊)＊＊＊＊＊)(石墨环氧合成基础(亚结构))＊＊＊＊＊)雨水腐蚀达4小时30分而不损坏。
雨水腐蚀实验程序2试样7和8的形状描绘在图7中，在一个重要的飞机骨架制造厂，具有如图7所示形状的试样7和8经受了雨水腐蚀实验。试样的尺寸如下总长至少4英寸，前缘半径71为0.5英寸，而弧度为170°，上部和下部前平面部分72，73从前缘弦向后面延伸1.4英寸，相对于样品的翼弦78成20°夹角，而后面上部和下部平面部分74，75从各自的前平面部分72，74平行于样品的翼弦78向后面延伸1.4英寸。各自的连接前后平面部分的接合部位76、77有一个0.06到0.25英寸的半径。实验条件为，包括样品的中点速度为600m/小时，水的喷速为3～4英寸/小时而水滴度尺寸为1.5到2.00毫米。飞机制造厂的最低的性能说明要求在上述实验条件下进行4 1/2 小时雨水腐蚀实验之后，以人手感觉其表面光洁度应比240粒度的沙纸更光滑，在上述实验中试样7和8超过了传统铝合金飞机外壳的性能。
制造除非在使用时另作说明，所有压力均认为是标准压力。
根据本发明，具有整体表面分离能力的结构元件可按照下述方法制造。一个根据安装前缘装置的机翼轮廓制备的加工模具。这个模具最好为内凹形式，能使前缘装置的组装从它的外部高模数壳体开始并向内进一步达到其与机翼相连接的底层。所完成的装置与机翼的连接的方式是典型采用机械紧固件，如凹头平头螺栓或柳钉。
一个与图1、2和3所示类似并具有试样7的结构细节的实施例制造如下所述，钛合金薄片在一侧被阳极防止腐处理，然后按照3M公司的生产者对产品序号为EC3901的说明，在这一侧上喷涂细雾状的腈酚底层涂料。然后上了底层涂料的钛合金涂层，根据胶粘剂生产者建议进行烘干。在本例中，时间为30分钟，温度约为180°F。
与预计的应用相适应尺寸的可膨胀管状元件由聚合织物涂层织物制成。对于例7中提出的更好的实施例，采用尼龙织物紧密编织的方块编织物形式，其厚度约为0.007英寸，在一侧涂有总厚度约为0.015时的3M公司AF32腈酚。涂层织物为适用于每一管子被斜割成所需的长度和宽度的带，这样织物纹相对于带的长度方向约呈45°斜角。典型的膨胀管具有的宽度，从1英寸到2.5英寸。采用较小宽度的管子之处，管子可以沿较小的半径区域如分开的前沿进行延伸。一层PTFE带或其他宽度与被成型管子的宽度相当的非粘性材料被置于各个管状织物条带上。每个管子是靠将这样的涂层织物带条沿管子的长度方向，围绕一个非粘性材料层缠绕，从而形成一个长度方向伸展的重叠区域而制成。在下文中，最好称PTFE的附加层为坯，宽度和长度相似但厚度大于带子的坯，被放置于带上。这个坯有助于使涂层织物形成一管子。织物有涂层的一面最好位于管子的内侧。在其后的制作工序中，PTFE胶片防止相邻两层腈酚涂层织物固化在一起。这一PTFE带或其他适当的防粘胶片或处理方法，可被允许保持在完成的结构之中，当防粘带子被采用，并且以后不再取出，它应当不会有一侧与管子粘结在一起。每个管子被放置在具有它们将固定到最后成形的结构元件中的部位形状的凹模之中，然后在热压容器中将它们固化。在这一管子形成工序之后，将PTFE坯取出。
在各个管子固化之后，在每个管子和装配固定件上打一个孔，使用附加的片状粘结剂和织和加强材料，将固定件与它们各自的管子连接。在一些较好的实施例中，入口固定件和出口固定件被安装在距管子相对两端的附近。入口固定件的内部通道的距脉冲输送阀最近的端头是圆形的，并且此通道确定了一个具有圆端头长槽。在此圆端头处通道与可膨胀管状元件配合。出口配件有一个圆形内部通道。在固定件安装之后，管子的端头被封闭，即使用附加片状粘结剂将其折叠起来，该组合的管和固定件上覆盖上与制造管子同样的涂层织物的底层。这一组件将放置于具有在最终结构件中它将处在的位置的形状的凹模之中，在热压容器中真空悬挂并进一步固化使这些部件固化连接在一起。固化后将该组件从模具中取出。
凹模被提供有一个模具防粘层和/或防粘织物或其他关于热固化组件从凹模中脱出的辅助方式。
钛合金的外壳面安装在凹模中。3M的产品号为AF32的腈酚片状粘结剂的外部连接层被用来涂底层涂料，并在使用热气枪加热时烘烤表面，用手将其转动。片状粘结剂的外部连接层最好并最易于应用于平面上，如在两者插入模子之前的工作台。一个加强织物层在使用片状粘结剂之后，可以被覆盖在外壳的内表面上。片状粘结剂可以是加强织物。
组合管事先固化了的组件、固定件和烘干的织物在模子中被加到连接层上。在这一点上，组合外壳体，外部连接层以及上述组件，在热气压容器中，在温度350°F和3个大气压的条件下，经1小时通过固化粘结在一起。
在外壳和组装部件的这样连接之后，形成的复合基础层，被加到正在制造的零件上，此时总成件仍在凹模中。在基础(亚结构)制造的最好方式中，许多层的环氧树脂半固化加强织物(如Liba.Geigy产品号为R6376/C61G108石墨织物环氧半固化)可以不断地使用，直到形成理想的结构。在基础半固化树脂浸渍增强层完成之后，又将总成再次放入热压容器中进行彻底固化。对于在实例7结构中所采用的腈酚和环氧系统来说，最后的固化条件为，在350°F和3个干燥大气压下，达1个小时。上述固化步骤的每一步在相似的条件下被完成。在此之后，零件和模子从热压容器中取出，然后将零件从模子中取出。
为了便于依靠机械紧固器进行嵌平的安装，在组合零件安装之前，在机翼将要安装的对应位置的钛表面上控槽钻孔。所有模子固化步骤完成之后，在零件上钻孔，并使之在这些挖槽处穿透。
此后，使用铆钉或螺栓将完成的零件，如图1所示，安装到预定的结构元件上。在零件的构造期间，在向可膨胀元件输送气压脉冲的每个管子的入口与一个导管连接，该导管用于流体脉冲发生装置的流体传输。
另外，当曲率半径很大时，管子的抗弯和皱起现象在以下描述的试图使平的锭料进入模子的过程中不出现，为了方便起见，未固化的管子和固定件可被加到位于平的工作面上的组合外部表面和外部片状粘结层，来形成锭料。如果凹模子的半径很小，抗弯和皱起可能发生在试图使平的锭料进入模子的努力过程中。在此观察到管子或烘干织物的抗弯或皱起，管子最好在锭料插入凹模子之后使用。
对于力和位移装置的可替代实施例对于图10，说明了具有一个整体除冰器的结构元件的可替代实施例。具体地说这一实施例包括可膨胀管不同的组合。这种组合的结果在不同型式的前缘设计中改进了除冰性能。例如，具有易疲劳的表面前缘。力和位移装置的这个可替代实施例的另一个优点是它能够容易地适用于安装到现有机翼和前缘上的前面所述类型的普通除冰器上。
在图10中，关于图1-9所说明的各种元件，同样零件给定同样数字。然而，应当注意，在图10-12所示的元件的某些相对的尺寸为的是便于解释说明已经被放大。结构元件10可用普通的方式，如埋头螺栓50被连接式固定到机翼结构200的预留件上。
下面参考图11，一个改进了的除冰装置300包括与图1-3所说明的除冰装置相同的基本元件。即，有一个表面层或外壳22，其最好具有高的弹性模数。在紧邻外壳22的下部是一聚合材料外层或壳体连接层24。紧贴着并处于连接层24之下的是一个改进了的释放力和位移的装置26，该装置最好为以多层管垫400的形式。紧贴着并在压力和位移装置之下的是一个聚合材料的内部连接层28。紧贴着并处于内部连接层28之下的是纤维加强复合基础30。冰层18在图中，表面为粘在外壳22的积冰面23上。
外壳22最好是高模数的金属材料(如钛合金)或塑料(如PTEK)，然而对于本领域普通技术人员显然应当理解，当位移装置26被传统的除冰防护罩或装置替代时，外壳22和吸冰表面可由弹性材料制成，该材料实质上有比好的外壳材料更大的柔性和弹性。
形成除冰装置300的材料和制造方法除下面提到的情形外，与前述所描述除冰装置20是相同的。最明显的区别是除冰装置300包括一个多层管垫400，该管垫最好在安装于复合结构元件10之前，就以单独组件的形式准备好。
管垫400包括许多可膨胀管元件427，这些元件最好是由图1-3所示的实施例中的管27相同的方式和相同的材料形成的。然而，在按适应特殊的飞机机翼设计的预定长和宽尺寸制作单独管之后，而在管子427固化前，这些管子被纵向地开始于中央或前缘活动管427a排置。其次，弦向横向相邻的管子427b沿着中央管427a的相对边缘460，462的宽度方向使管427b与427a重叠。因此，在一较好的实施例中，管子427一般被排列成这样的形状，即管子在翼展方向沿机翼前缘向纵向延伸，并且这些管子被放置并沿弦向边压边地重叠。该垫的其它取向也是可能的。如图10所示，附加的横向管427c可根据需要除冰的产效区域的角度被用于前缘10。
正如图10A所示，每个可膨胀管427在弦向上与另一个相邻管子重叠，在管子的全长上都是这样的。除了重叠外，横向邻接的管子最好在重叠区域，使用合适的粘结剂，如酚醛粘结剂，将它们连接在一起。一种合适的粘结剂为AF32片状粘结剂，它可从3M公司获得。尽管管子427在重叠区域内被连在一起，但是，管子中的流体最好不要相通，即如前所述，每个管子是分开膨胀的，一个管子的膨胀最好不要使流体进入相邻的连接管中。为了方便起见，最好在固化之前，使用粘结剂暂时将管子固定在一起，但这并不是必要的要求。例如，最好在每个管子的内部形成粘结层。此粘结剂最好被用于构成如前所述的连接层24，25，并且粘结剂也被用于连接重叠区域。
在横向相邻的管子之间，重叠连接的量将由除冰组件的特殊应用而定，然而，对于大约2英寸宽的管子重叠四分之一时是最好的。这样的重叠足以在各个管子427膨胀时，保持垫的结构整体性，同时又允许有效输出力合理的分布。对于大多数应用情况，所期望的每个重叠量最好不应超过每个重叠管宽度的25%。
正如所述的那样，垫400最好被制成分离的组件。如上所述，然后将固定相对于除冰装置20安装，然后垫可被安装在具有在最终的结构件中它所处位置的形状的凹模内，在热压容器中真空悬挂并固化，以便与部件连接在一起。然后，固化后的垫从模子中被取出，并且结构元件10也可大致上以上述描述的方法完成。尽管最好在模子之外将分离的组件构成垫，但是，在固化之前，将各个管子427置于凹模的过程中，以重叠的形状构成该垫也是可能的。然而，可从预料在多数情况下，此种方法不比在将管子安装在模子内之前，单独制备该垫更有效和实用。
图12与图3相似。并展示了改进了的在伸展状态下的管垫结构。可是，在图12中，表面23的移动和管子已被夸张了，以说明位移力的分布改善(产生较低的弯矩和较弱的疲劳)以及增加了施加于整个前缘表面的剪应力(当一个管子被膨胀时，由于所有的管子至少被部分地驱动)，剪应力的增加是由于当一个管子膨胀时使相邻管子位移而引起的。如图12，通过施加一个高压流体脉冲，中央管427a即被扩大。尽管邻近的管子427b没有用压力流体扩张，但是，连接到中央管子427a的相邻管子表面受到中央管子427a位移引起的位移力的影响。这一位移力在接近连接区域处最大，沿弦向横向地递减。这样，一个膨胀管导致了每个与之相连的相邻管子的动作或位移，这一影响结果使一分布的剪切力被施加于积冰表面23。这一来自管子相互驱动的增加的剪应力导致在除冰循环期间，与哪个或哪些管子被压力气体驱动无关。因此，施加于表面23的应变和位移力，在每个管子被单个扩胀时被扩散到一个较大的区域，导致外壳上接近管子重叠区域产生递减的弯矩和压力点减少。然而，在此同时，由于每个管子被部分地驱动，从而在表面23上施加了一个剪切位移力，施加于积冰表面23的弦向应变显著地增加了，从而意外地使除冰装置的除冰能力，在前沿的较大范围内得到改善。在图10中，这一情形用剪切力线B表述。应当注意到，当中央管427a膨胀时，绷紧区域的活动表面承受着与表面23垂直的位移力的最高量，但是，前沿的其他表面，也承受着有效的剪切力B的作用，从而有助于清除积冰表面大面积范围的积冰。
当本发明和各种实施例被详细描述后，其包括气体脉冲的力和位移产生装置，相信可用其他任何薄的平面的力和位移产生装置置于片状粘结剂的位置夹层之间的有效区域。适用的例子如在Haslim等人的美国专利4690350和LosellJ.Adams等人的美国专利4875644描述的薄的平面电磁力和位移产生装置。在图9中，根据本发明的替代实施例，展示了除冰装置120。装置120是与在参考图2中描述的结构相似，只有处于表面或外壳22或壳体连接层24之下的力和位移产生装置为Adams等人所述的薄的平面电磁力和位移产生装置126。Adams的电磁力和移产生装置包括一对片状阵列，每个阵列包含许多以间隔关系平行的带状电导元件。电导元件互相电连接，这样，在电导元件中的任何电流流动将在第二个片状阵列的电导元件中产生相反的电流。电导元件最好被相互连接，这样使传导元件中的电流在第一个片状阵列中的相邻电导元件中以相同的方向流动，并且也在第二个片状阵列中的相邻电导元件中，以相同的反方向流动。第一和第二片状阵列在空间上共同伸延并相互靠近放置。这样，第一和第二片状元件的电传导元件大致上是平行的。电传导元件是互相绝缘的。大强度电流脉冲从电源送入导线，结果在第一和第二片状阵列之间产生迅速而有力的分离，从而引起积冰所处的外部离模数层的快速移动。
尽管本发明已参照某些和较好的，包括最好的实施例加以描述，但是很明显对于飞机的除冰领域普通技术人员来说对上述做其它显而易见的改变是可能的。这些改变预计被包括在本说明的附加权利要求中。可以采用不同的粘结材料。在替代实施例中，单独的膨胀管或管垫可被直接地连接到外壳和基础上，而不使用单独制作的粘结剂片状连接层。外部金属壳可进一步经过处理，加强其硬度或使其具有降低冰的粘结性的能力。外部金属壳可具有纤维加强树脂衬层。从而提高其抗冲击的能力，如雹或飞鸟的撞击等。气体压力脉冲和电激发的力和位移产生装置的合在成件被采用在单一的零部件内。根据提出的使用的要求，在整个轮廓表面复合基础不必是具有一样的厚度或结构，而宁可是局部制造尺寸和性能不同。特别是，复合基础上邻近连接机翼结构的预留件的机械连接器的部件应当加强。液压及气压可被用于驱动可膨胀元件27和427。每个膨胀管元件和/或管垫可如图1和11所描绘的那样沿机翼的翼展方向或弦向(没有说明)进行排列延伸。对于特殊应用的最好的管子排列方式应由本领域普通技术人员根据实验来决定。
权利要求
1.在一种除冰装置中，具有多个紧贴着积冰表面的位移元件，和一个在位移元件下的支撑结构，而所述位移元件为与流体压力源连接的膨胀管的形式，其特征在于一个沿所述积冰表面纵向伸展的第一下层位移管子和至少一个沿所述积冰表面纵向伸展的第二管子，以及单独可膨胀所述第一和第二管子的装置，所述的第一和第二管子沿横向部分相互重叠连接，从而所述管子之一的膨胀即可致使所述管子的其它管的部分产生动作，从而在所述的集冰表面增加了弦向应变并且在所述的集冰表面上扩大分布疲劳应力的区域。
2.按照权利要求1的改进的除冰装置，其特征在于所述的第一和第二管子的重叠应不超过它们各自宽度的25%。
3.按照权利要求1的改进的除冰装置，其特征在于所述的第一和第二管子在所述的重叠之处被粘结在一起，从而一个管子的膨胀即产生一个透发其它管子的位移的应变，以增加在所述吸冰表面的剪切力。
4.按照权利要求1的改进的除冰装置，其特征在于所述的积冰表面是薄的高张力模数的外壳的一部分，而所述的支撑结构是一个非金属的高强度模数的加强纤维基体。
5.按照权利要求4的改进的除冰装置，其特征在于所述的位移管被粘接地连结到所述上层的外壳以及所述的处于下部的各个腈酚或环氧树脂层，这样，所述的外壳，位移管子和支撑结构即形成了一个具有整体表面除冰能力的前缘结构。
6.按照权利要求1的改进的除冰装置，其特征在于包括一个中央位移和许多在所述中央管的每一侧横向相邻的，各自沿所述集冰表面纵向延伸的管子，每个所述的管子与至少一个横向邻接的管子结合，相邻的管子在其宽度方向部分重叠，所有所述的管子构成一个整体的管垫，该管垫结构地与所述的处于其上部的集冰表面和其下部的支撑结构接合起来。
7.按照权利要求6的改进的除冰装置，其特征在于所述的集冰表面，位移元件和下部的支撑结构形成一个整体式的除冰装置，它能被连接到机翼的前缘上。
8.按照权利要求7改进的除冰装置，其特征在于所述的每个位移管是由至少一个织物层制做，在所述织物的至少一面涂有固化的聚合材料形成的管子。
9.一种具有整体表面除冰能力的结构元件，包括a)高张力模数的非金属纤维加强基体结构的复合基础;b)高张力模数的外壳;及c)薄的力和位移产生装置，其包括沿所述的外壳纵向延伸的许多可膨胀的管状元件;所述的力和位移产生装置处于外壳下部并与所述的外壳连接，又位于所述基础之上并与之连接;所述的许多可膨胀的管状元件具有至少两个横向相邻的管状元件，该元件并沿着各个边缘部分在宽度方向被重叠并连接起来，从而，一个管子的膨胀可产生一个透发相邻管子位移的应变。
10.按照权利要求9的结构元件，其特征在于所述的管状元件是可与流体脉冲膨胀装置连接的，每个管状元件相对于紧贴着连接的管状元件是可独立地膨胀的。
11.按照权利要求9的结构元件，其特征在于所述的管状元件之一的膨胀，即引起所述外壳的移动和引起紧贴着的管状元件的移动，从而在所述的外壳上增大了弦向应变并且在所述的外壳的较大表面区域分布疲劳应力。
12.按照权利11的结构元件，其特征在于横向紧贴的管状元件沿着所述的边缘部分被粘结在一起，该边缘的部分小于或等于管状元件的宽度的25%。
13.按照权利要求9的结构元件，其特征在于在与机翼的组合中，该结构元件被固定到所述的机翼上，从而形成机翼的前缘。
14.一种制造用于前缘的管状流体位移除冰装置的方法，包括a)成形一个集冰的外壳;b)通过纵向平行地铺设相邻的膨胀位移管，并以重叠的形式横向连接所述的管来成形一组力和位移垫;c)成形一个支撑基础;d)在高温和高压条件下固化和连接组合的外壳，力和位移垫和基础以构成除冰装置。
15.按照权利要求14的方法，其中，成形所述力和位移垫的步骤包括，单独成形涂聚合物的可膨胀管元件，在固化所述管状元件之前，粘结地结合所述许多管状元件构成一个垫，及在垫层与所述的外壳和支撑基础连接之前，按其在完成的除冰装置中将呈现的形状固化所述位移垫层的步骤。
16.按照权利要求15的方法，其中所述的外壳是由一种高张力模数的材料制成的，所述的基础是许多加强线层在聚合基体中形成的复合结构材料。
17.按照权利14的方法，其中，所述的除冰装置被整体构成在前缘结构元件中。
18.按照权利要求14的方法，其中，所述的除冰装置是可安装在前缘结构上的。
19.按照权利要求14的方法，其中还包括将一个内部连接层放到所述的力和位移垫上的步骤，以及包括将一个外部连接层放到所述的外壳上的步骤，在固化和连接合成元件的所述步骤之前，放入所述的连接层的步骤。
全文摘要
本发明描述了一种具有整体表面除冰能力的结构件及其制造方法。该结构件包括一个非金属的高张力模数的加强纤维基体结构垫层，薄的力和位移产生装置，以及与所述垫层和所述力和位移产生装置连接一起的薄的高张力模数的外壳，其力和位移产生装置位于垫层与外壳之间。力和位移产生装置可包括一个或多个可膨胀的管状元件，该元件最好形成具有重叠连接部分的管垫，以分布位移作用力。当每个管动作，增加穿过积冰表面的表面剪切力时，降低应力集中和疲劳。这种结构元件可以用于替代应用于现代飞机的铝合金前缘结构外壳。
文档编号B64D15/18GK1084472SQ9310253
公开日1994年3月30日 申请日期1993年2月6日 优先权日1992年2月7日
发明者理查德·L·罗克霍斯特 申请人:B·F·谷德里奇公司