專利名稱：空氣動力表面的前緣的去冰方法以及采用這種方法的航空器的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及航空器的空氣動力表面的前緣的去冰，例如機翼、尾 翼或發(fā)動機機艙。
背景技術(shù)：
公知的是，如果需要(防止冰形成或者去除已經(jīng)形成的冰)，這種 空氣動力表面的前緣通過如下方法去冰，即采用加壓熱空氣加熱，從 航空器的至少 一個發(fā)動機分流并且通過加壓熱空氣循環(huán)回路輸送到所 述前緣的內(nèi)部。
為此，所述的空氣動力表面以公知方式包括中空前緣在后部通 過連接所述前緣的底表面和頂表面的內(nèi)部分隔件(或者框架)封閉； 設(shè)計成使得所述前緣與外部連通的至少一個孔口；以及至少一個熱空 氣供應(yīng)管道被設(shè)置，能夠在一側(cè)連接到所述加壓熱空氣循環(huán)回路，并 且在另一側(cè)，連接到至少一個噴射器，噴射器將所述加壓熱空氣噴射 到所述前緣內(nèi)。
因此，所述熱空氣流在所述前緣內(nèi)循環(huán)，同時在經(jīng)由所述連通孔 口逃逸到外部之前使其加熱。
實際上，在所述的公知去冰系統(tǒng)中，人們會遇到從所述發(fā)動機分 流的熱空氣的流速和溫度作為發(fā)動機輸出的函數(shù)而顯著變化例如， 在航空器在地面等待并且發(fā)動機輸出低時，分流的所述熱空氣的流速 和溫度同樣在低水平，同樣在航空器爬升時，發(fā)動機輸出高，并且分 流的所述熱空氣的流速和溫度同樣具有高數(shù)值。
現(xiàn)在，所述的/>知的去冰系統(tǒng)必須在所述極限情況下有效。由此 所述去冰系統(tǒng)的構(gòu)造設(shè)計成在低輸出下有效，對于所述發(fā)動機的高輸 出來說，所述前緣如果沒有破壞的話也會損壞。
為了解決這種問題，當(dāng)然可以使用耐用材料來至少部分制造前緣， 或者實際上考慮到后者的結(jié)構(gòu)增強。但是，這些是成本高的解決方法， 另外增加了所述前緣的質(zhì)量。
本發(fā)明的目的在于以簡單和有效的方式解決所述的缺陷。
為此，按照本發(fā)明，用于保護航空器的空氣動力表面的中空前緣 的方法不受到所述前緣內(nèi)循環(huán)的熱去冰空氣的過高溫度的不利影響， 所述前緣在后部通過連接所述前緣的頂表面和底表面的分隔件封閉， 并且從所述航空器的至少一個發(fā)動機分流的所述熱去冰空氣的特征在 于在前緣的至少一個所述面上，在所述分隔件之前， 一個作用施加在 流體流上，以便造成后者從層流狀態(tài)轉(zhuǎn)換成紊流狀態(tài)。
本發(fā)明來自于本發(fā)明人的以下兩個發(fā)現(xiàn)
在熱點出現(xiàn)在所述的前緣內(nèi)時，它們位于所述內(nèi)部分隔件和所述 前緣的面之間的結(jié)合部附近；以及
在這種結(jié)合部附近，前緣的所述面上的流體流是層流。
因此，通過在所述分隔件之前作用在所述流體流上(也就是說相 對于流體流的上游)以便造成后者從層流狀態(tài)轉(zhuǎn)換到紊流狀態(tài)，在所 述熱點高度(level)之前和熱點高度處，所述前緣和所述流體流之間 的熱交換系數(shù)顯著增加，由此使其可以在對于過高溫度敏感的部位處 冷卻和保護所述前緣。
將注意到在航空器起飛階段，所述前緣的流體流隨著航空器的速 度增加而更加顯著，所述前緣的冷卻的效率隨著此速度以及所述發(fā)動 機的輸出而增加。另一方面，在前緣上沒有流體流時(航空器在地面 上靜止)或者在此流體流微弱時，本發(fā)明的應(yīng)用是中性的，并且去冰 作用對于這種情況來說是最佳的。
在所述空氣動力表面是機翼或尾翼時，通常有利的是在所述導(dǎo)前 表面的底表面和底表面上采用本發(fā)明。
另一方面，在所述空氣動力表面是發(fā)動機機艙時，通常足夠的是 只在前緣的頂表面上采用本發(fā)明，底表面具有較弱的熱應(yīng)力。
在本發(fā)明的特別簡單和有利的應(yīng)用中，前緣的表面至少部分被粗 糙化。此作用可通過所述表面的噴丸處理來實現(xiàn)。
但是，最好是通過至少大致平行于所述分隔件在前緣的所述面上 添加例如摩擦式粗糙帶來實現(xiàn)。所述的粗糙帶可以容易通過鉚接、焊 接、粘合劑粘接等安裝。此外，這種帶的使用所具有的優(yōu)點在于它在 前緣上的位置可以細微調(diào)節(jié)。另外，這種帶對于前緣的制造過程沒有 影響，并且不需要特殊性質(zhì)的材料也不需要結(jié)構(gòu)加強來制造后者。
此外本發(fā)明涉及一種航空器，包括
至少一個發(fā)動機；
至少一個空氣動力表面，設(shè)置對于結(jié)冰敏感的前緣，所述前緣是
中空的，并且在后部通過連接所述前緣的頂表面和底表面的分隔件封 閉；以及
至少一個加壓熱空氣供應(yīng)管道，在一側(cè)連接到所述發(fā)動機上，并 且在另一側(cè)連接到至少一個噴射器上，噴射器將所述加壓熱空氣流噴 射到所述前緣內(nèi)，使得所述熱空氣流在所述前緣內(nèi)循環(huán)，同時使其加 熱,
所述航空器的特征在于所述前緣的至少一個所述面在所述分隔件 之前粗糙化，使得所述面上的流體流紊流。
最好是，所述面的粗糙化來自于后者具有至少部分平行于所述分 隔件添加的粗糙帶的事實。
附圖將描述實施本發(fā)明的方式。在這些附圖中，相同的參考標號 表示類似的元件。


圖1是沿著按照本發(fā)明增強的前緣的沿著圖2的線I-I的截面示 意圖2是來自于圖1的前緣上方的視圖。
在圖1和2的示意實例中表示航空器的空氣動力表面2的前緣1。 空氣動力表面2例如是所述航空器的發(fā)動機M(未示出)的機艙。
前緣l是中空的，并且在后部通過連接所述前緣的頂表面1E和底 表面II的分隔件3來封閉。
在空氣動力表面2內(nèi)設(shè)置加壓熱空氣供應(yīng)管道4,管道4在一側(cè)連 接到所述發(fā)動機M上，從中所述熱空氣分流(見箭頭F)。在另一側(cè)， 所述管道4橫過分隔件3連接到噴射器5上，噴射器將加壓熱空氣流 噴射到所述前緣1 (見箭頭f )。所述熱空氣流在所述前緣1內(nèi)循環(huán)， 同時使其加熱，以便去除其頂表面1E和/或底表面II上形成的任何冰， 并且接著經(jīng)由一個或多個孔口(未示出)排放到大氣。
如果發(fā)動機M的輸出高，熱空氣流F和f的流速和溫度很大，并 且熱點6和/或7會在分隔件3以及前緣1的頂表面1E和/或底表面II 之間的結(jié)合部處出現(xiàn)在所述前緣1。
在圖1和2所示的實例中，假設(shè)在底表面II高度上的熱點7不會 對前緣1造成任何損壞，但是相反在頂表面1E高度上的熱點6會損壞
和甚至破壞所述前緣l。
因此，按照本發(fā)明，在分隔件3之前，在所述頂表面1E上平行于 所述分隔件安裝粗糙材料的帶8。在頂表面1E上固定粗糙帶8可以通 過任何公知方式實現(xiàn)，例如粘合劑粘接、鉚接、焊接等。粗糙帶8可 以是公知工業(yè)研磨劑的類型，例如基于碳化硅。
由于在頂表面1E上具有帶8，后者上的流體流EF從層流狀態(tài)EFL (帶8之前)轉(zhuǎn)換到紊流狀態(tài)EFT (帶8之后)。因此，在熱點6高度 處，在頂表面1E和外部環(huán)境之間形成有利的熱對流狀態(tài)，使其能夠保 護所述頂表面IE不受到過高溫度影響。
容易理解到帶8的寬度Z、后者離開分隔件3的距離D以及所述粗 糙帶的粒度測定是使其可以細微調(diào)節(jié)所述帶對于流動EF的作用的參 數(shù)。
此外，將理解到如果熱點7不利于前緣1的整體性，可以在底表 面II安裝類似于添加在頂表面1E的帶8的粗糙帶。
權(quán)利要求
1.一種用于保護航空器的空氣動力表面(2)的中空前緣(1)不受到所述前緣(1)內(nèi)循環(huán)的熱去冰空氣(f)的過高溫度的不利影響的方法，所述前緣(1)在后部通過連接所述前緣的頂表面(1E)和底表面(1I)的分隔件(3)封閉，所述熱去冰空氣(f)從所述航空器的至少一個發(fā)動機(M)分流，其特征在于，在所述分隔件(3)之前，在前緣(1)的至少一個所述面(IE、1I)上，一個作用施加在流體流(EF)上，以便造成后者從層流狀態(tài)(EFL)轉(zhuǎn)換成紊流狀態(tài)(EFT)。
2. 如權(quán)利要求l所述的方法，適用于機翼或尾翼類型的空氣動力 表面(2),其特征在于，所述作用施加在所述前緣(1)頂表面(1E) 和底表面(II)上。
3. 如權(quán)利要求l所述的方法，適用于發(fā)動機機艙類型的空氣動力 表面(2)，其特征在于，所述作用施加在所述前緣的頂表面(1E)上。
4. 如權(quán)利要求l-3任一項所述的方法，其特征在于，所述作用包 括使得前緣(1)的所述面的至少一部分粗糙化。
5. 如權(quán)利要求4所述的方法，其特征在于，所述作用包括至少平 行于所述分隔件(3 )將粗糙帶(8 )添加在前緣(1 )的所述面(IE、 II)上。
6. 如權(quán)利要求5所述的方法，其特征在于，所述粗糙帶(8)包 括粘合劑。
7. —種航空器，包括 至少一個發(fā)動機(M);至少一個空氣動力表面(2),設(shè)置對于結(jié)冰敏感的前緣(1),所 述前緣(1)是中空的，并且在后部通過連接所述前緣的頂表面(1E) 和底表面(II)的分隔件(3)封閉；以及至少一個加壓熱空氣供應(yīng)管道(4)，在一側(cè)連接到所述發(fā)動機(M) 上，并且在另一側(cè)連接到至少一個噴射器(5)上，噴射器將所述加壓 熱空氣流(f )噴射到所述前緣(1)內(nèi)，使得所迷熱空氣流(f )在所 述前緣(l)內(nèi)循環(huán)，同時使其加熱，所述航空器的特征在于所述前緣的至少一個所述面(1E、 II)在 所述分隔件(3)之前粗糙化，使得所述面上的流體流紊流。
8.如權(quán)利要求7所述的航空器，其特征在于，所述粗糙面具有至 少大致平行于所述分隔件(3)添加的粗糙帶(8)。
全文摘要
按照本發(fā)明，在分隔件(3)之前，在所述前緣(1)的至少一個面(IE、1I)上，一個作用施加在流體流(EF)上，以便造成后者從層流狀態(tài)(EFL)轉(zhuǎn)換成紊流狀態(tài)(EFT)，從而增加熱交換并且減小所述前緣上的熱應(yīng)力。
文檔編號B64C21/10GK101370710SQ200780002453
公開日2009年2月18日 申請日期2007年1月15日 優(yōu)先權(quán)日2006年1月16日
發(fā)明者D·唐賈特, O·巴巴拉 申請人:法國空中巴士公司