本发明涉及一种飞行器短舱的进气口。更具体地，本发明以这种进气口的唇缘为中心。
背景技术：
常规地，例如附图1中所展示的，飞行器短舱的进气口包括多个结构性元件，这些结构性元件包括前部框架101和后部框架104，并且包括(从短舱的前部到后部)由前部框架支承的唇缘100、在短舱的外部使唇缘延伸的外部面板102、在短舱的内部使唇缘延伸并且形成内部表面的内部面板103，该内部表面界定了内部管道，该内部管道使得可以将空气朝向发动机导引，外部面板102和内部面板103由前部框架101和后部框架104支承。
唇缘100通常由通过夹子链接的若干铝部段构成。
在整个说明书中，观察到面板或唇缘部段安装在飞行器进气口中。表述“横向方向”和“横向地”于是指代在进气口的横向平面中延伸的方向，也就是说，与进气口的中心轴线正交(进气口的中心轴线与图1的轴线x平行)的方向。如果进气口可以被认为是局部圆柱形的，则表达“纵向地”指代可以与进气口的中心轴线大致平行的方向，或如果进气口可以被认为是局部锥形的，则表达“纵向地”可以是进气口的母线。“纵向平面”是包含进气口的中心轴线的平面。
进气口和/或进气口所配备的系统的形式必须使得可以避免冰或雾的形成和/或积聚、可以限制噪声危害的影响、可以确保空气动力学功能、并且可以防止鸟类穿透到包含发动机系统的风扇隔室中。
通过考虑热应力(雾/冰的形成及唇缘的前缘进行除冰的结果)和在飞机的寿命期间唇缘被迫经受的机械应力(鸟类撞击、热/冷交替等)来确定唇缘的尺寸。
为了减弱噪音危害，已知的内部面板103通常由以下各项构成：
-抵抗性蒙皮，该抵抗性蒙皮形成在唇缘下游的进气口的内部管道的可见面，并且其目的是吸收声波；为此目的，抵抗性蒙皮穿设有多个孔，这些孔的直径通常落在0.8mm与1.6mm之间；在已知的现有面板上，这些孔在抵抗性蒙皮的整个表面上形成；
-内衬声学面板，该内衬声学面板包括(从进气口的内部到外部，也就是说在离心方向上)；
■压靠抵抗性蒙皮的蜂窝状芯部，该芯部参与面板的机械强度和声学衰减二者。芯部的厚度决定了经衰减的声频，
■后部蒙皮，该后部蒙皮的功能基本上是确保面板的结构性强度。
此外，通过设置纵向除冰管105(见图1)来确保对进气口的除冰，这些纵向除冰管将来自发动机的热空气带到前部框架101和唇缘100形成的具有d形截面的管道中。
因此，在已知短舱中，观察到声学处理和除冰是分离且独立的。一方面，除冰热空气必须与唇缘接触以对唇缘进行除冰；另一方面，为获得唇缘的前缘的除冰而需要的热空气温度对于已知的声学面板的构成材料来说太高。因此，除冰局限于唇缘和前部框架所形成的具有d形截面的管道(即，进气口的长度的最多40％)，而声学处理局限于进气口的内部管道的、在前部框架下游延伸的表面(即，进气口的长度的最多60％)。
技术实现要素：
本发明的目的是增加进气口的声学处理表面并且潜在地增加除冰的表面。
为此目的，本发明提出了一种用于飞行器短舱的进气口，所述进气口包括前部框架和唇缘，所述前部框架与所述唇缘一起形成具有d形截面的管道，所述具有d形截面的管道接收热空气。根据本发明的进气口的特征在于：
-所述前部框架布置在所述唇缘内部的靠前位置中(与现有唇缘不同，其中，前部框架被定位在唇缘的边缘处、在该唇缘的后部边缘处)；
-唇缘具有称为除冰凹槽的凹槽，每个除冰凹槽与具有d形截面的管道连通，每个除冰凹槽具有在前部框架下游(也就是说沿进气口的中心轴线的方向在前部框架后方)延伸的下游部分；
-在所述前部框架下游并且在所述除冰凹槽之外，所述唇缘具有穿孔区域，所述穿孔区域设有吸声孔；
-所述进气口包括箔片，所述箔片至少覆盖并且气密地密封所述除冰凹槽的下游部分，所述箔片在面向所述唇缘的穿孔区域处设有吸声孔并且在面向所述除冰凹槽处是实心的；
-所述进气口包括在所述唇缘内部、在所述前部框架下游的至少面向所述穿孔区域的声学面板。因此，唇缘在穿孔区域中用作用于声学面板的抵抗性蒙皮。
显然，进气口还可以包括在内表面上、使唇缘延伸至后部的声学面板，如在现有技术中的进气口中的那样。
除冰凹槽参与除冰功能，并且在前部框架下游进行除冰(而在已知进气口中除冰局限于具有d形截面的管道并且因此终止于前部框架)：送入具有d形截面的管道的热空气于是可以在除冰凹槽中流通，这是因为这些除冰凹槽与具有d形截面的管道连通。
声波可以穿过的唇缘的穿孔区域参与声学处理，并且在唇缘处、也就是说内表面上游进行声学处理(而在已知进气口中声学处理局限于使唇缘延伸至后部的内表面)。这些穿过穿孔区域的声波于是被设置在前部框架下游的唇缘的穿孔区域的声学面板捕获。
因此，根据本发明，声学处理表面在唇缘内部延伸超过内表面。因此可以在所期望长度获得声学处理，该期望长度可能高进气口的长度的达85％(与现有技术中的60％相比)。
在前部框架下游的除冰凹槽中流通的热空气不会穿入到声学面板中(并且因此没有损坏它们的风险)，这是因为除冰凹槽和箔片形成热空气流通通道，这些热空气流通通道在前部框架下游是气密地密封的。
此外，凭借本发明，前部框架因为其在唇缘内的靠前位置而更小(而在已知进气口中该前部框架被定位的唇缘的下游端部处)。更小的前部框架也更轻，使得本发明还具有使进气口的重量减小的优点。使前部框架靠前并且使具有d形截面的管道缩小不会导致除冰长度减小，这是因为送入具有d形截面的管道中的热空气然后在前部框架下游的唇缘的除冰凹槽中流通。取决于除冰凹槽的长度，除冰长度甚至可以比现有进气口的除冰长度更长。
除冰凹槽优选地延伸至唇缘的下游端部。
优选地，每个除冰凹槽还具有在前部框架上游(也就是说在进气口的中心轴线的方向上在前部框架的前方)延伸的上游部分，该上游部分与具有d形截面的管道连通。作为变体，除冰凹槽仅在前部框架下游延伸并且在每个凹槽与具有d形截面的管道之间或者在每个凹槽与热空气源(例如位于靠近发动机的更下游)之间均设有链接器件。
根据本发明的一个可能的特征，所述唇缘具有其他的称为声学凹槽的凹槽，这些声学凹槽与所述唇缘的穿孔区域结合，吸声孔在声学凹槽的底部形成。
优选地，声学凹槽仅在前部框架下游延伸。值得注意的是，如果声学凹槽也在前部框架上游延伸，则它们不得与具有d形截面的管道连通。
这些声学凹槽的益处在于吸声孔在唇缘在具有较小厚度的区域中形成。
实际上，已知的是，吸声孔所具有的直径必须大于(或者可能等于)穿孔壁的厚度。同时，孔越大，它们产生空气动力学干扰越多(空气动力学干扰尤其影响阻力)。因此，穿孔区域中较小的壁厚度使得可以设置较小的孔。
在本发明的第一可能版本中，除冰凹槽在唇缘的内部面上形成并且箔片仅在前部框架下游、在唇缘的内部面与声学面板之间延伸。由于箔片被限定为至少覆盖除冰凹槽的下游部分(这意味着箔片在前部框架下游延伸并且在前部处延伸远至所述前部框架，并且对本发明的所有版本都是如此)，并且被限定为仅延伸至前部框架的后部(在此第一实施例版本中，这意味着箔片在前部框架处“终止”)，所以除冰凹槽与具有d形截面的管道因为箔片没有覆盖前部框架的上游而连通。
在此第一版本的优选的实施例中，唇缘还包括如先前限定的声学凹槽，并且这些声学凹槽也在唇缘的内表面上形成、与除冰凹槽交替。
在本发明的第二可能的版本中：
-除冰凹槽在唇缘的外部面上形成，
-箔片布置在唇缘外部，以便覆盖所有的除冰凹槽(也就是说不仅覆盖它们的下游部分还覆盖它们在前部框架上游的上游部分)，
-对于每个除冰凹槽，在该凹槽的底部、在该凹槽的上游部分中(优选地在其上游端部处)设置开口，以使该除冰凹槽与具有d形截面的管道连通。
在本发明的这个第二版本中，箔片形成进气口的内部管道的可见面。该箔片覆盖除冰凹槽以形成用于热空气流通的气密通道。
在本发明的第二版本的优选的版本中，唇缘还包括如先前定义的声学凹槽，并且这些声学凹槽在唇缘的内部面上形成、与除冰凹槽交替(这些除冰凹槽位于另一个面上)。
根据本发明的一个可能特征，除冰凹槽是直线的并且在纵向平面中延伸。优选地，声学凹槽具有在3mm与25mm之间的宽度。
根据本发明的一个可能的特征，声学凹槽是直线的并且在纵向平面中延伸。优选地，声学凹槽具有在3mm与25mm之间的宽度。
根据本发明的一个可能的特征，箔片的每个吸声孔与唇缘的吸声孔成一直线地形成，并且反之亦然。
在实践中，箔片和唇缘在组装之后进行穿孔；箔片和唇缘例如通过沿箔片的横向边缘的铆钉或其他固定件并且通过沿除冰凹槽的纵向边缘的激光焊接固定在一起，然后它们例如通过水射流或激光在设置成用于接纳吸声孔的区域中被一起穿透。于是，声学面板可以结合在唇缘中。
根据本发明的一个可能的特征，吸声孔所具有的直径在0.5mm与1mm之间。
附图说明
通过阅读以下参考所附示意图并且涉及作为非限制实例提供的优选实施例的描述，本发明的其他细节和优点将显现。在这些图中：
图1是现有技术的进气口的分解透视图。在介绍中描述了此进气口。
图2是根据本发明的第一版本的进气口的透视示意图，其中，已经移除了声学面板和箔片。
图3是图2的进气口的一部分的、穿过横向平面的截面的示意图。
图4是根据本发明的第二版本的进气口的、部分分解的透视示意图。
图5是图4的进气口的一部分的、穿过横向平面的截面的示意图。
图6是飞行器的透视示意图，该飞行器的每个短舱具有根据本发明的进气口。
具体实施方式
应当注意的是，为了清楚起见，所表示的元件的不同尺寸之间的比例不能被观察到。特别地，所表示的多个不同的元件(唇缘、声学面板等)的厚度相对于这些元件的其他尺寸被高度夸大；同样地，在横向截面中观察不到吸声孔的直径与穿孔壁厚度的比例。
图2和图3示出了根据本发明的进气口的元件。其中尤其可见的是根据本发明的第一实施例的框架1的部段和唇缘10的部段。唇缘部段与框架部段一起形成具有d形截面的管道2的部段。
唇缘10在其内部面14上设有除冰凹槽12和声学凹槽13。因此，在唇缘的内部面14上，呈现了一系列(沿横向方向)的纵向直线沟道以及纵向直线褶皱，这些沟道以除冰凹槽12和声学凹槽13交替。相反，唇缘10的外部面15是光滑的(没有凹槽)，但是该外部面具有吸声孔16所穿过的穿孔区域。这些吸声孔16仅在声学凹槽13中形成。图2中值得注意的是，声学凹槽13仅在前部框架1下游延伸，而除冰凹槽12具有在前部框架1下游的下游部分12b以及在前部框架1上游的上游部分12a。
进气口还包括箔片11(图2中未示出——以便使得带沟槽内部面14可见——但是在图3中示出)，该箔片压在唇缘10的内部面14上，箔片11完全覆盖除冰凹槽的下游部分12b。箔片还覆盖了声学凹槽13，但是该箔片在面向这些声学凹槽13处穿设有吸声孔17。优选地，唇缘10的每个吸声孔16具有箔片的与吸声孔16对准的对应吸声孔17，并且反之亦然。
这是由于在此使用的优选的制造方法，在该方法中：形成具有褶皱内部面的唇缘；实心箔片(两个面光滑的箔片)在唇缘的褶皱处(在褶皱的全部长度-并且优选地还在褶皱的全部宽度上)例如借助于激光焊接至唇缘的内部面，以便获得气密焊接线；于是，除冰凹槽12和箔片11仅在框架1下游形成气密通道，热空气可以在这些气密通道中流通而没有损坏声学面板18的风险(稍后描述)；在框架1的上游，这些通道在具有d形截面的管道2中开放；于是在每个声学凹槽13中在所述凹槽的全部长度(和全部宽度)上例如借助于激光或水射流(一起)穿设出吸声孔16和17。孔16和17的直径优选地是0.6mm的量级，这是因为这些孔在凹槽13的底部处、在唇缘10具有较小厚度(例如0.5mm的量级)的区域中产生。
唇缘还包括声学面板18(在图2中未表示出但是在图3中可见)，这些声学面板包括蜂窝状芯部19和实心后部蒙皮20。这些声学面板18布置在框架1下游、面向声学凹槽，以便完全覆盖这些声学凹槽。优选地，声学凹槽13从前部框架1延伸至唇缘10的下游端部；在声学凹槽13的整个长度上设置吸声孔16(和17)和声学面板18。取决于前部框架在唇缘中的位置，因此可以对进气口的长度的最高85％进行声学处理(考虑的是，对于唇缘下游的内表面如现有技术中那样在其全部长度上进行声学处理)。
唇缘最后包括一个或多个纵向管(未表示出)，或任何其他合适的器件，以用于将来自发动机的热空气带到具有d形截面的管道2中。这种热空气还从具有d形截面的管道2流通到除冰凹槽12中(因为这些凹槽的上游部分12b没有闭合)，这使得可以不仅在管道2处还可以在前部框架1下游对唇缘10进行除冰，并且如果除冰凹槽延伸至下游端部，那么这样除冰进行远至唇缘的下游端部。
图4和图5示出了根据本发明的另一个进气口的元件。其中尤其可见的是与先前描述的部段相似的前部框架部段1以及根据本发明的第二实施例的唇缘的部段30。至于第一实施例，唇缘30与前部框架1一起形成具有d形截面的管道2。唇缘30具有内部面34和外部面35，这些面均在前部框架1的下游开有沟槽。
内部面34包括声学凹槽33，这些声学凹槽仅在前部框架1的下游延伸，优选地从前部框架1延伸至唇缘30的下游端部。虽然似乎不会提供任何益处，然而，声学凹槽在前部框架的一侧和/或在唇缘30的下游端部的一侧可以更短。声学凹槽33不得与具有d形截面的管道2连通。这就是为何这些声学凹槽仅在前部框架1下游延伸。声学凹槽33的底部穿设有与先前描述的孔16相似的吸声孔36。
唇缘30的外部面35包括除冰凹槽32，这些除冰凹槽具有在前部框架1上游的上游部分以及在前部框架1下游的下游部分。优选地，除冰凹槽32的下游部分从前部框架1纵向延伸至唇缘30的下游端部。然而，此下游部分可以更短(也就是说未延伸至唇缘30的下游端部)。除冰凹槽的上游部分不需要非常长，这是因为唇缘在前部框架上游通过在具有d形截面的管道2内流通的热空气除冰。为了每个凹槽32的上游部分必须简单地具有足够的长度，以在此部分形成开口38，以用于除冰凹槽32与具有d形截面的管道2之间的连通的目的。
进气口还包括箔片31，该箔片在图4中远离唇缘30表示，以便暴露出唇缘的外部面35。如图5中可以观察到的，箔片实际上压靠唇缘30的外部面35，以便覆盖并且气密地且完全地密封除冰凹槽32。箔片在面向声学凹槽33处穿设有吸声孔37(鉴于比例尺，这些吸声孔在图4中未表示出但是在图5中可见)。在除冰凹槽32的每一侧，箔片31在足够的宽度上没有被穿透，以确保除冰凹槽的气密密封。至于本发明的第一版本，箔片31和唇缘30在已经组装之后进行穿孔，使得唇缘的每个吸声孔36具有箔片的与吸声孔36对准的对应吸声孔37(并且反之亦然)。
唇缘还包括声学面板18(图4和图5中都表示出)，这些声学面板包括蜂窝状芯部19和实心的后部蒙皮20。这些声学面板18布置在框架1下游、面向声学凹槽，以便完全覆盖这些声学凹槽。先前涉及这些声学面板的参考本发明的第一版本做出的评述对于第二版本依然有效。
本发明延伸至本领域技术人员可获得的、也就是说落入所附权利要求界定的范围的任何变体。
1.一种用于飞行器短舱的进气口，所述进气口包括前部框架(1)和唇缘(10，30)，所述前部框架与所述唇缘一起形成具有d形截面的管道(2)，所述具有d形截面的管道接收热空气，
其特征在于：
-所述前部框架(1)布置在所述唇缘内部的靠前位置中；
-所述唇缘(10，30)具有除冰凹槽(12，32)，每个除冰凹槽与所述具有d形截面的管道(2)连通、并且具有在所述前部框架(1)下游延伸的下游部分(12b)；
-在所述前部框架(1)下游、在所述除冰凹槽(12，32)之外，所述唇缘(10，30)具有穿孔区域(13，33)，所述穿孔区域设有吸声孔(16，36)；
-所述进气口包括箔片(11，31)，所述箔片至少覆盖并且气密地密封所述除冰凹槽的下游部分(12b)，所述箔片在面向所述穿孔区域(13，33)处设有吸声孔(17，37)、并且在面向所述除冰凹槽(12，32)处是实心的；
-所述进气口包括在所述唇缘内部、在所述前部框架(1)下游的至少面向所述穿孔区域(13，33)的声学面板(18)。
2.根据权利要求1所述的进气口，其特征在于，每个除冰凹槽还具有在所述前部框架上游延伸并且与所述具有d形截面的管道连通的上游部分(12a)。
3.根据权利要求1和2之一所述的进气口，其特征在于，所述唇缘(10，30)还具有声学凹槽(13，33)，所述声学凹槽与所述唇缘的穿孔区域结合，所述吸声孔(16，36)在所述声学凹槽(13，33)的底部形成。
4.根据权利要求3所述的进气口，其特征在于，所述声学凹槽(13，33)仅在所述前部框架下游延伸。
5.根据权利要求1至4之一所述的进气口，其特征在于，所述除冰凹槽(12)在所述唇缘(10)的内部面(14)上形成并且所述箔片布置在所述唇缘的内部面(14)与所述声学面板(18)之间。
6.根据权利要求1至5之一所述的进气口，其特征在于，所述箔片(11)仅在所述前部框架下游延伸。
7.根据权利要求3和5所述的进气口，其特征在于，所述声学凹槽(13)在所述唇缘(10)的内部面(14)上形成，与所述除冰凹槽(12)交替。
8.根据权利要求2所述的进气口，其特征在于：
-所述除冰凹槽(32)在所述唇缘(30)的外部面(35)上形成，
-所述箔片(31)布置在所述唇缘(30)的外部，以便覆盖所有的除冰凹槽(32)，
-对于每个除冰凹槽(32)，在所述凹槽的底部、在所述凹槽上的游部分中设置开口(38)，以使所述除冰凹槽与所述具有d形截面的管道(2)连通。
9.根据权利要求3和8所述的进气口，其特征在于，所述声学凹槽(33)在所述唇缘(30)的内部面(34)上形成，与所述除冰凹槽(32)交替。
10.根据权利要求1至9之一所述的进气口，其特征在于，所述除冰凹槽(12，32)是直线的并且在纵向平面内延伸。
11.根据权利要求3所述的进气口，其特征在于，所述声学凹槽(13，33)是直线的并且在纵向平面内延伸。
12.根据权利要求1至11之一所述的进气口，其特征在于，所述箔片的每个吸声孔(17，37)与所述唇缘的吸声孔(16，36)成一直线地形成，并且反之亦然。
13.一种飞行器短舱，其特征在于，所述飞行器包括根据权利要求1至12之一所述进气口。
14.一种用于飞行器的推进组件，其特征在于，所述飞行器包括根据权利要求1至12之一所述进气口。
15.一种飞行器，其特征在于，所述飞行器包括根据权利要求1至12之一所述进气口。
技术总结