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 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。 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。
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。
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。
一般来说， 所有的这些部件由金属合金形成。通常， 进气口唇缘 2 和保护罩 9 由铝 基合金形成， 两个隔壁 3 和 13 由钛基合金形成。罩 9 也可由复合材料制成。
此种传统的进气口唇缘具有一定数量的缺陷 ： 其重量相对较大、 其构建需要大量 的组装操作、 并且大量铆钉的存在影响了其空气动力性能。
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。
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。
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。
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。
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。
多轴向复合材料为一种分层的复合物， 即， 包括复数个一维层 (UD- 沿单一方向延 伸的纤维 ) 和 / 或二维层 (2D- 沿两个方向延伸的纤维 )， 其中， 所述二维层通过穿过其厚度 的纤维彼此连接。
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。
根据本发明的前缘结构的其他可选的特征 ：
- 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 ；
- 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 ) ；
- 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 ；
- 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 ；
- 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 ；
- 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。
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。
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。
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。
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。
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。
参照接下来的描述以及基于对附图的审视， 将了解本发明的其他特征和有益效 果， 其中 ：
图 1 以纵向剖视的方式绘示了一半的现有技术的进气口 ( 见本说明书的前序部 分)； 并且
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。
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。
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。
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 )。
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。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 ()。
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。
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。
位于每个层内的纤维以及那些能够将所述层彼此固定的纤维可例如由玻璃、 碳或 凯夫拉 (Kevlar) 形成。
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。
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。
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。
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。 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。
为了制造内隔壁 3， 根据第一变型， 多轴向单片复合材料被选定使得每种材料形成 两个层 3b 和 3c， 并且这两个层被紧固在芯体 3a 上， 并且最后该因此获得的组件利用灌注方 法或 RTM 被注入树脂。
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。
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。
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。
应当注意的是， 前缘 2 能够是局部为多轴向和单片的。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。