前缘结构，特别用于飞行器发动机的机舱的进气口的前缘结构 |
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| 申请号 | CN201080032232.5 | 申请日 | 2010-06-29 | 公开(公告)号 | CN102470929A | 公开(公告)日 | 2012-05-23 |
| 申请人 | 埃尔塞乐公司; | 发明人 | 弗洛朗·布荣; 弗里德里克·拉韦莱; | ||||
| 摘要 | 本 发明 涉及一种前缘结构(1)，尤其用于 飞行器 发动 机舱 的进气口，所述前缘结构(1)包括前缘(2)和内隔壁(3)，其中，所述内隔壁(3)在所述前缘(2)内限定了纵向隔室(5)。所述前缘(2)和所述内隔壁(3)由多轴向 复合材料 制成。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种前缘结构(1)，尤其用于飞行器发动机舱的进气口，所述前缘结构(1)包括前缘(2)和内隔壁(3)，其中，所述内隔壁(3)在所述前缘(2)内限定纵向隔室(5)，其特征在于，所述前缘(2)和所述内隔壁(3)由多轴向复合材料形成。 |
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| 说明书全文 | 前缘结构，特别用于飞行器发动机的机舱的进气口的前缘结构 [0001] 本发明涉及一种前缘结构，尤其是用于飞行器发动机的机舱的进气口的前缘结构。 [0002] 已知，飞行器发动机舱形成了该发动机的整流罩，并且其具有多重功能：该机舱特别地包括位于其上游部分的通常被称为“进气口”的部分，该部分具有基本圆柱形的形状，并且其作用尤其在于将外部空气导向发动机。 [0003] 如随附的图1所示，其中以纵向剖视的方式概略地示出了一半的此种进气口，该机舱部分包括位于其上游区域的前缘结构1，该前缘结构1严格来说一方面包括前缘2(通常称为“进气口唇缘”)，另一方面包括限定了隔室5的第一内隔壁3，其中，除冰装置6通常放置在该隔室5内。 [0004] 进气口唇缘2通过铆接至进气口的下游部分7而固定，所述下游部分具有位于其外表面上的保护罩9以及位于其内表面上的声音吸收装置11(通常称为“声学罩”)；进气口的此下游部分7限定由第二隔壁13封闭的箱状物。 [0007] 为了消除这些缺陷，进行了大量的研究以便能够应用复合材料，尤其是用于前缘结构1的复合材料。 [0008] 但是，迄今为止，此种研究基本上遇到了对于复合物的使用所固有的强度问题：事实上，当特别处于维护工具冲击(通常称为“维护冲击”，冲击能量在50焦耳左右)、鸟(根据CS 25.631标准：约1.82ka(4磅)的重量在约350个结点处击打该结构)和冰雹的情况下，这种强度被证实是不足的。 [0009] 利用复合物进行的测试已经显现了形成这些复合物的不同层之间的明显的分层和分离。 [0010] 本发明因此旨在提供一种能够使用复合材料用于飞行器前缘结构(尤其用于发动机舱)的方案，该方案不具有现有技术的缺陷。 [0011] 本发明的目的是通过一种前缘结构来实现的，该前缘结构尤其适用于飞行器发动机舱的进气口，其包括前缘和内隔壁，所述内隔壁在所述前缘内限定了纵向的隔室，其特征在于，所述前缘和所述内隔壁由多轴向复合材料(multiaxial composite)形成。 [0013] 这种多轴向复合物形成前缘结构的应用，赋予了前缘结构相对于其可能经受的不同的冲击的优良的耐冲击性，并且使得其能够远离在现有技术中见到的所有的分层和分离问题。 [0014] 根据本发明的前缘结构的其他可选的特征： [0015] -所述前缘是结构化的并且由多轴向单片复合材料制成，同时，所述内隔壁是结构化的并且由多轴向单片复合材料制成：“结构化”意味着有关的元件是“支撑件”，即，有关的元件的大小被设计成给予组件硬度和必要的强度；“非结构化”意味着有关的元件不是用来提供硬度和强度的，但是其另一方面适于执行其他功能(空气动力、防护、隔壁等等)；“单片”意味着形成复合材料的不同层(即，包括植入树脂中的纤维中的每一个纤维的层)彼此胶合，并且在所述复数个层之间没有芯体的介入； [0016] -前缘是是结构化的并且由多轴向单片复合材料制成，同时，所述内隔壁是结构化的并且由多轴向夹层复合材料制成：“夹层”意味着在复数个层或层组之间夹有一个(或更多)芯体(例如由蜂窝结构或泡沫形成)； [0017] -前缘是是结构化的并且由多轴向复合夹层材料制成，同时，所述内隔壁是结构化的并且由多轴向单片复合材料制成； [0018] -前缘是是结构化的并且由多轴向夹层复合材料制成，同时，所述内隔壁是结构化的并且由多轴向夹层复合材料制成； [0019] -前缘是是结构化的并且由多轴向夹层复合材料制成，同时，所述内隔壁是非结构化的并且由多轴向单片复合材料制成； [0020] -前缘是是结构化的并且由多轴向夹层复合材料制成，同时，所述内隔壁是非结构化的并且由多轴向夹层复合材料制成。 [0021] 可选地，能够考虑一种非结构化的唇缘，该唇缘由与根据前述的变型的结构化隔件关联的夹层或单片复合材料制成。 [0022] 有利地，该结构包括至少一个介于由复合夹层材料制成的部分和由单片复合材料制成的部分之间的过渡区，其中，所述过渡区由单片与多轴向织造叠置而成。 [0023] 还将注意到，有利地，所述前缘沿其轮廓线具有不同的厚度，尤其举例来说，所述前缘在其主要弯曲处具有较厚的厚度，在其端部处具有较薄的厚度。 [0024] 本发明还涉及一种进气口，其特征在于，包括根据前述的前缘结构。 [0025] 本发明还涉及一种用于飞行器发动机的机舱，其特征在于，包括根据前述的进气口。 [0028] 图2-6示出了根据本发明的前缘结构的五个不同的实施例。 [0029] 在所有的这些附图中，相同或相似的附图标记指代相同或相似的构件或构件集。 [0030] 图2示出了根据本发明的前缘结构，该前缘结构特别用于与飞行器发动机舱的进气口合成一体。 [0031] 在前述的现有技术的前缘结构中，根据本发明的结构严格来说包括前缘2和限定了隔室5的内部纵向隔壁3，其中，该隔室5特别地用来容纳除冰构件(未示出)。 [0032] 根据本发明的特别之处在于，在第一实施例中，前缘2是结构化的并且由轴向单片复合材料制成，同时，内隔壁3是结构化的并且由多轴向单片复合材料制成。 [0033] 如前所述，这意味着前缘2除了空气动力功能以外还具有结构化的功能。尺寸得当的话，力也可被内隔壁3相同地抵御()。 [0034] 作为一种替代的选择，注意到能够提供非结构化的前缘，于是仅执行空气动力的角色，大部分力主要由结构化的隔壁来抵御。 [0035] 前缘2由一重(UD)层和/或二重(2D)层的叠置而形成，所述二重层通过穿过其厚度的纤维彼此连接，所述纤维通过缝纫、织造或编结而设置。 [0037] 此种多轴向单片复合物的制造方法包括通过缝纫、织造或编结来“干”装配(“assembler àsec”)复数个层、接着利用就其本身而言已知的灌注技术或RTM(树脂传递成型)将树脂注入因此获得的组件中。 [0038] 内隔壁3利用相同的方法制成，并且大小被设计成能够抵御游隙的力。 [0039] 图3的实施例与前述的实施例的不同之处在于：内隔壁3(其也是结构化的)由多轴向夹层复合材料制成。 [0040] 这意味着该内隔壁3包括夹在两组层3b和3c之间的芯体3a。 [0041] 芯体3a能够由具有优良强度/重量比的任何材料制成，并且尤其由泡沫或蜂窝结构制成。 [0043] 根据所述内隔壁3的第二制造变型，分层的单片复合材料被选定使得每种材料形成两个层3b和3c，并且这两个层于是被紧固在芯体3a的两侧上，所有的这些元件通过缝纫、织造或编结而组装，并且最后通过灌注或RTM方法将树脂注入该因此获得的组件中。 [0044] 在图4所示的实施例中，所示的前缘2具有与图3的实施例中的内隔壁3的夹层结构相似的夹层结构。 [0045] 该前缘的大小被设计成确保前缘结构1的硬度和必要的强度。 [0046] 应当注意的是，前缘2能够是局部为多轴向和单片的。 [0047] 在图4的实施例中，内隔壁3是结构化的和单片的，因此促成了前缘结构的优良的硬度。 [0048] 在图5的实施例中，前缘2的结构与图4的实施例中的前缘的结构是相同的。 [0049] 内隔壁3的结构与图3的实施例中的内隔壁的结构是相同的。 [0050] 在这种情况下，如前一实施例所述，前缘和内隔壁执行结构化功能，这促成了前缘结构的优良的硬度。 [0051] 在图6的实施例中，前缘2的结构等同于图4和5中的前缘的结构。 [0052] 内隔壁3由多轴向单片复合材料形成，并且不执行结构化功能：因此该内隔壁3的唯一目的是相对于进气口的其余部分为除冰隔室5定界。 [0053] 在这一实施例中，前缘结构的结构强度因此基本完全仅由前缘2确保。 [0054] 换句话说，从结构化的方面，这意味着可完全省略内隔件3的存在。 [0055] 有利地，将注意到，如果该结构包括位于由复合夹层材料制成的部分和单片复合材料部分之间的至少一个过渡区，该过渡部优选地由单片与多轴向织造的叠置形成。 [0056] 当然，本发明绝不限于以上描述的实施例，其涵盖了可被考虑的单片和夹层多轴向复合材料的所有其他的组合。 |
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