阅读说明：本技术 用于飞行器的短舱的进气口结构以及相应的短舱和飞行器 (Air intake structure for a nacelle of an aircraft, and corresponding nacelle and aircraft ) 是由 A·波特 J·拉兰纳 F·梅卡 于 2019-09-05 设计创作，主要内容包括：用于飞行器的短舱的进气口结构以及相应的短舱和飞行器。本发明涉及进气口结构,其界定通道,包括：唇缘,具有向后定向的U形截面；第一吸声面板,固定在唇缘后方并界定通道；第二吸声面板,固定在第一吸声面板后方并界定通道。每个吸声面板包括蜂窝状芯部,其固定在内蒙皮与外蒙皮之间,内蒙皮穿有孔并朝向通道定向,外蒙皮沿相反方向定向,其中,第一吸声面板的内蒙皮的厚度大于第二吸声面板的内蒙皮的厚度,内蒙皮中的每一者都包括热源,热源嵌入在内蒙皮的块体中。本发明还涉及包括这种进气口结构的短舱及包括这种短舱的飞行器。这种进气口结构因此可使除冰和吸声表面从进气口唇缘的前部延伸到声学面板的后部。(Air intake structure for a nacelle of an aircraft and corresponding nacelle and aircraft. The present invention relates to an air intake structure defining a channel, comprising: a lip having a rearwardly directed U-shaped cross-section; a first sound absorbing panel secured behind the lip and defining a channel; a second sound absorbing panel secured behind the first sound absorbing panel and defining a channel. Each sound-absorbing panel comprises a honeycomb core fixed between an inner skin perforated with holes and oriented towards the channels and an outer skin oriented in the opposite direction, wherein the thickness of the inner skin of the first sound-absorbing panel is greater than the thickness of the inner skin of the second sound-absorbing panel, each of the inner skins comprising a heat source embedded in a block of the inner skin. The invention also relates to a nacelle comprising such an air intake structure and to an aircraft comprising such a nacelle. Such an air intake structure may thus allow the de-icing and sound absorbing surface to extend from the front of the air intake lip to the rear of the acoustic panel.)

用于飞行器的短舱的进气口结构以及相应的短舱和飞行器

技术领域

本发明涉及一种飞行器短舱的进气口结构、一种包括这样的进气口结构的短舱以及包括至少一个这样的短舱的飞行器。

背景技术

飞行器涡轮发动机包括短舱，发动机组件被容纳在该短舱内。具有环形形状的短舱在前部具有进气口结构。

进气口结构总体上包括内部面和与外部空气接触的外部面，而内部面界定了构成风扇管道的通道。进气口结构的功能尤其在于确保空气的空气动力流动一方面朝向风扇管道、并且另一方面朝向短舱的外部。

进气口结构常规地包括进气***缘、前部增强框架和声学面板。

进气***缘具有向后开口的U形截面，该进气***缘形成进气口结构的向前部分的外部包层并且该进气***缘确保了空气在进入到风扇管道的部分与围绕短舱流动的部分之间的分配。

前部增强框架也具有向后开口的U形截面并且该前部增强框架放置在进气***缘内并且在后部。前部增强框架提供短舱的前部部分的机械强度并且有助于保持其形状和尺寸。

声学面板在进气***缘后方、在风扇管道侧上形成短舱的内部包层。因此，吸声面板构成了内部面的一部分。

声学面板具有适合于使由发动机、并且特别是风扇产生的噪音衰减的结构。这个声学面板具有复合夹层类型，并且它在内壁与外壁之间整合了例如蜂巢形式的蜂窝状芯部。内壁界定了风扇管道并且延伸了进气***缘，而外壁在进气口结构的内部、但是朝向短舱的外部定向。

进气***缘与前部增强框架之间的体积允许热空气流循环，该热空气流对进气***缘提供除冰。

虽然这种进气口结构在其使用期间完全令人满意，但是希望找到一种使得可以增加衰减频率范围并且增加除冰和吸声表面的结构。

发明内容

本发明的目的是提出一种飞行器短舱的进气口结构，该进气口结构尤其设有较大的除冰和吸声表面。

为此目的，提出了一种用于飞行器短舱的进气口结构，所述进气口结构界定通道，并且包括：

-唇缘，所述唇缘具有向后定向的U形截面，

-第一吸声面板，所述第一吸声面板固定在所述唇缘的后方并且界定所述通道，以及

-第二吸声面板，所述第二吸声面板固定在所述第一吸声面板后方并且界定所述通道，

其中，第一和第二吸声面板中的每个吸声面板包括蜂窝状芯部，所述蜂窝状芯部固定在内蒙皮与外蒙皮之间，所述内蒙皮朝向所述通道定向并且穿有朝向所述通道定向的孔，所述外蒙皮朝相反方向定向，其中，所述第一吸声面板的内蒙皮具有的厚度大于所述第二吸声面板的内蒙皮的厚度，并且

其中，所述内蒙皮中的每一者都包括热源，所述热源嵌入在所述内蒙皮的大部分上。

这种进气口结构因此使得可以使得除冰和吸声表面从所述进气***缘的前部延伸到所述声学面板的后部。

有利地，所述第一吸声面板的内蒙皮具有3mm至6mm的厚度。

有利地，所述第二吸声面板的内蒙皮具有0.6mm至2.1mm的厚度。

有利地，每个蜂窝状芯部具有蜂巢的形式。

有利地，所述第一和第二吸声面板这两个吸声面板的内蒙皮形成单件式元件。

根据特定实施例，所述热源中的至少一个热源被供以电能，并且，所述热源嵌入在电绝缘体中。

根据特定实施例，所述热源中的至少一个热源被供以电能，并且所述热源整合了振动元件。

根据特定实施例，所述热源中的至少一个热源由热流体在其中流动的管件构成。

有利地，对于每个热源，所述内蒙皮包括具有导热特性的元件，所述元件具有一个被定位成靠近所述热源的面，以及一个与所述通道接触的面。

本发明还提出一种短舱，所述短舱在前部包括根据前述实施例之一所述的进气口结构。

本发明还提出了一种飞行器，所述飞行器包括至少一个根据上述实施例所述的短舱。

附图说明

在阅读示例性实施例的以下描述后，上述本发明的特征以及其他特征将更清楚地显现，参考附图给出所述描述，在附图中：

图1示出了根据本发明的飞行器的侧视图，

图2是根据本发明的进气口结构的截面侧视图，

图3是图2的细节III的透视图，

图4是根据本发明的第一实施例的、进气口结构的设有除冰的区域的图解表示，并且

图5是根据本发明的第二实施例的、进气口结构的设有除冰的区域的图解表示。

具体实施方式

在以下描述中，位置相关的术语是以如图1中所示的处于向前移动位置的飞行器为参考的。

图1示出了包括至少一个涡轮发动机20的飞行器10。

按照惯例，贯穿以下描述，方向X对应于涡轮发动机20的纵向方向，这个方向与涡轮发动机20的纵向轴线X平行。在另一方面，方向Y与相对于涡轮发动机20横向定向的方向相对应，并且方向Z与竖直或高度方向相对应，这三个方向X、Y、Z相对于彼此正交。

常规地，涡轮发动机20包括短舱19，该短舱在前部包括进气口结构22，该进气口结构包括界定短舱19的内部和外部的唇缘。该唇缘通过内壁朝向内部延伸，该内壁围绕通道延伸，该通道朝向发动机组件导引空气，该发动机组件除其他事项之外还包括风扇。

图2示出了进气口结构22，该进气口结构包括唇缘24，该唇缘具有向后定向的U形截面并且总体上具有环形形状。进气口结构22界定了通道26，该通道朝向发动机组件、并且尤其是朝向风扇导引空气。

唇缘24界定了短舱19的外部25和内部26。内部26与通道26相对应。

进气口结构22围绕通道26包括界定通道26的第一吸声面板28和第二吸声面板30。第一吸声面板28固定在唇缘24后方直到第二吸声面板30。第二吸声面板30固定在第一吸声面板28后方。

在本发明的情况下，已经省却了前部增强框架并且本发明的进气口结构22通过第一吸声面板28的存在得以加强，该第一吸声面板还具有结构性性能。

每个吸声面板28、30包括例如蜂巢形式的蜂窝状芯部32、34，该蜂窝状芯部固定在朝向通道26定向的内蒙皮36、38与沿相反方向定向的外蒙皮40、42之间。内蒙皮36、38穿有孔，这些孔朝向通道26定向并且允许声波传播到芯部32、34中以便在那里被衰减。

图3示出了第一吸声面板28与第二吸声面板30之间的结合区域，其中，每个内蒙皮36、38都被孔44、46所穿透。

一般而言，第一吸声面板28的内蒙皮36具有的厚度大于第二吸声面板30的内蒙皮38的厚度。

因此，与现有技术相比，增强了声波的衰减并且通过使用基于两种不同技术的吸声面板也增大了衰减的频率范围。

内蒙皮36、38中的每一者包括热源48、50，该热源嵌入在所述内蒙皮36、38块体(masse)中。这个热源48、50使得可以对内蒙皮36、38的在通道26中的这面的除冰。

此外，延伸了进气口结构22的、被如此保护以免受霜冻的表面。

根据特定实施例，设有第一吸声面板28来衰减范围在400Hz与500Hz之间的低频。为此目的，第一吸声面板28的内蒙皮36具有4mm至10mm的厚度并且孔44因此也具有等于4mm至10mm的长度。优选地，厚度是3mm到6mm。

所述孔44通入其中的蜂窝状芯部32的小室的体积以及孔44的长度使得可以选择要衰减的频率。例如，对于4mm高的管部以及40mm高的小室，约500Hz的频率受到衰减。

设有第二吸声面板30来衰减范围在1000Hz与4000Hz之间的高频。为此目的，第二吸声面板30的内蒙皮38具有量级为0.5mm至2.5mm的厚度并且孔46因此也具有至少为0.5mm至2.5mm的长度。优选地，厚度是0.6mm至2.1mm。

第一吸声面板28的内蒙皮36的朝向通道26定向的一面与第二吸声面板30的内蒙皮38的朝向通道26定向的一面齐平，以便产生空气动力学表面。

根据特定实施例，两个吸声面板28和30的内蒙皮36和38是同一元件并且因此一起形成单件式元件。

热源48、50可以被供以电能并且可以例如是电阻元件，该电阻元件在电流穿其而过时加热或该电阻元件可以整合振动元件、例如压电元件。热源48、50可以例如由热流体在其中流动的管件构成。

图4示出了嵌入有热源48和50的内蒙皮36和38。取决于除冰需求，所需要的热量的量可以沿内蒙皮36、38变化。因此，针对不同位置，热源48、50的尺寸可以不同。

在电热源48、50的情况下，热源48、50嵌入在电绝缘体51、52中，该电绝缘体防止短路并且例如在维护期间与技术人员接触。

图5示出了内蒙皮36和38，其中，具有导热特性的元件54、56被布置成其方式为将来自热源48、50的热量引导至必须使得热量消散以用于除冰的地方，在这种情况下被布置成与通道26接触。每个元件54具有一个被定位成靠近热源48、50的面，以及一个与通道26接触的面。

在非电热源48、50的情况下，元件54可以与所述热源48、50接触。

在电热源48、50的情况下，元件54与所述热源48、50通过电绝缘体51、52间隔开。