制造机舱除冰元件的方法

摘要

本发明涉及一种制造机舱元件(2)的方法，该方法包括如下步骤：(A)使用光刻法在基底(24)上形成加热电阻器阵列(20)；(B)将复合材料层(50，52)施加到步骤A所获得的阵列(20)上；(C)将内表层(12)施加到因此获得的除冰组件(13)上。本发明还涉及一种包括这种元件(2)的机舱。

权利要求

1.一种制造包括声学处理步骤的机舱（1）元件（2）的方法，该方法包括如下步骤：A、使用光刻法在基底（24）上形成加热电阻器阵列（20）；

B、将复合材料层（50,52）施加到步骤A获得的所述阵列（20）上；

C、将内表层（12）施加到因此获得的除冰组件（13）上。

2.根据前述权利要求所述的方法，其特征在于，步骤B是将步骤A中获得的所述阵列（20）插入复合材料层（50,52）中的步骤。

3.根据前述权利要求之一所述的方法，其特征在于，该方法包括步骤B和C之间的步骤B1，在步骤B1中利用穿孔装置对步骤B结束时获得的组件进行穿孔以便获得声学孔。

4.根据权利要求1、2或3所述的方法，其特征在于，所述内表层（12）包括在其上安装有蜂窝结构（14）的复合层（15）。

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，该方法包括步骤D：使用穿孔装置对所述除冰组件（13）和所述内表层（12）的复合层（15）进行穿孔。

6.根据权利要求4或5所述的方法，其特征在于，预先在步骤C中对所述内表层（12）的复合层（15）进行穿孔。

7.根据权利要求3、5或6所述的方法，其特征在于，所获得的声学孔的直径在0.2mm和

2.5mm之间。

8.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其特征在于，在步骤B之前，将电功率阵列制作在与基底（24）的包括所述加热电阻器阵列（20）的面相反的面（40）上。

9.根据前一权利要求所述的方法，其特征在于，所述电功率阵列经由穿过所述基底（24）的连接装置被连接到所述加热电阻器阵列（20）。

10.根据权利要求8或9所述的方法，其特征在于，所述电功率阵列包括环境温度电阻率等于大约1.7μΩ.cm的金属或合金。

11.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其特征在于，所述加热电阻器包括电阻率在0.00024Ω.mm和0.002Ω.mm之间的金属或合金。

12.根据前一权利要求所述的方法，其特征在于，所述加热电阻器（20）的合金选自铜和镍的合金。

13.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其特征在于，所述基底（24）由玻璃纤维、环氧树脂或热塑绝缘薄膜制成。

14.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其特征在于，在步骤A期间，所述基底（24）大致是平坦的。

15.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其特征在于，每个材料层（50,52）包括与耐热或热塑树脂相关的玻璃纤维型材料。

16.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其特征在于，在步骤C之前，切削所述除冰组件（13）的表面，使得所述除冰组件（13）和所述内表层（12）之间的最大间隙（emax）接近1.7mm。

17.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其特征在于，在步骤B或C结束时，将表面涂层（17）施加到所述除冰组件（13）上。

18.一种蜗轮喷气发动机机舱（1），其包括使用根据前述权利要求中任一项所述的方法获得的元件（2）。

19.根据前一权利要求所述的机舱，其特征在于，所述元件（2）是进气口唇缘（2）。

说明书

制造机舱除冰元件的方法

[0001] 本发明涉及一种制造包括除冰元件的元件的方法。

[0002] 本发明还涉及一种包括这种元件的涡轮喷气发动机机舱。

[0003] 飞机由一个或多个推进组件推进，其中每个推进组件均包括容纳在管状机舱内的涡轮喷气发动机。每个推进组件由位于机翼下方或位于机身处的挂架附接到飞机上。

[0004] 机舱通常具有包括位于发动机上游的进气口、中间区段和下游区段的结构，其中，该中间区段能够围绕涡轮喷气发动机的风扇，该下游区段大致容纳推力反向器装置且能够围绕涡轮喷气发动机的燃烧室。机舱通常终止于喷射喷嘴，喷射喷嘴的出口位于涡轮喷气发动机的下游。

[0005] 进气口一方面包括进气口唇缘，另一方面包括下游结构。该进气口唇缘适于使得能够优化地向涡轮喷气发动机聚集需提供给涡轮喷气发动机内的风扇及压缩器的空气，且该进气口唇缘被连接至下游结构。该下游结构被设计用于将空气正确地导向风扇叶片。上述组件连接至风扇的壳体(属于发动机舱的上游区段)的上游。

[0006] 在飞行中，根据温度和湿度条件，会在机舱的多个位置(包括进气口唇缘的外表面)上形成冰。冰或霜的存在会改变进气口的空气动力学性质并且扰乱空气向风扇的输送。

[0007] 一种对机舱(特别是对进气口唇缘的外表面)除霜或除冰的方案，包括通过使用电加热电阻器对壁部件加热来阻止在壁上形成冰。例如在加热电阻器是叶片形式的情况下，通常将加热电阻器安装在待除冰的元件的外壁上或外壁内。

[0008] 但是，这种元件由于壁的几何形状而难以制造。实际上，除冰装置必须不干涉机舱元件的其它性能，例如对涡轮喷气发动机运行所产生噪音的吸收性能。特别是，加热电阻器必须不干涉所述元件中的孔，例如不堵塞所述孔。

[0009] 在电阻器是叶片形式的情况下且在首先制成声学孔的情况下，围绕声学孔设置所述叶片是很困难的。在首先设置电阻叶片的情况下，对所述叶片进行穿孔来获得声学孔会损坏声学电阻器。

[0010] 此外，现有技术的加热电阻器通常通过手工集成在复合支承件上。由此，使得这些电阻器变得过长而复杂。

[0011] 此外，加热电阻器的制造限制和位置会根据操作者而变化。

[0012] 因此，本发明的一个目的在于提供一种没有上述缺陷的进气口唇缘。

[0013] 为此，根据第一方面，本发明涉及一种制造机舱元件的方法，该方法包括如下步骤：

[0014] A、使用光刻法在基底上形成加热电阻器阵列；

[0015] B、将复合材料层施加到步骤A中获得的阵列上；

[0016] C、将内表层施加到因此获得的除冰组件上。

[0017] 有利地，根据本发明的方法使得可以简便且有效地制造能够被除冰的元件。

[0018] 此外，根据本发明的方法具有多个限制手工操作的步骤。

[0019] 在元件包括声学处理(特别是声学孔形式)的情况下，根据本发明的方法有利地使得可以相对于传导元件准确地定位声学孔。因此，有利地确保加热电阻器及其电源与所述孔的隔离距离，这保证了除冰组件的良好运转。

[0020] 与电阻器采用彼此并置的叶片形式的情况不同，通过根据本发明的方法，可以将电阻器相对于声学孔更加准确地定位，而不需要刺穿所述电阻器。

[0021] 根据本发明的其它特征，本发明的结构包括以下单独考虑或根据所有可能组合的一个或多个任选的特征：

[0022] -步骤B是将步骤A结束时获得的所述阵列插入复合材料层的步骤；

[0023] -根据本发明的方法包括步骤B和C之间的步骤B1，在步骤B1中利用穿孔装置对步骤B结束时获得的组件进行穿孔以便获得声学孔；

[0024] -内表层包括在其上安装有蜂窝结构的复合层，这使得可以吸收涡轮喷气发动机的运转所产生的噪音困扰；

[0025] -根据本发明的方法包括步骤D：使用穿孔装置对除冰组件和内表层的复合层进行穿孔；

[0026] -预先在步骤C中对内表层的复合层进行穿孔；

[0027] -获得的声学孔的直径在0.2mm和2.5mm之间，这确保了良好的声音吸收和良好的结构耐受性；

[0028] -在步骤B之前，将电功率阵列制作在与基底的包括加热电阻器阵列的面相反的面上，使得可以为加热电阻器供电；

[0029] -电功率阵列经由穿过基底的连接装置被连接到加热电阻器阵列，使得可以避免增加电线；

[0030] -电功率阵列包括环境温度电阻率等于大约1.7μΩ.cm的金属或合金；

[0031] -加热电阻器包括电阻率在0.00024Ω.mm和0.002Ω.mm之间的金属或合金，使得可以在使用最少电能的同时获得根据本发明的元件的良好除冰。

[0032] -加热电阻器的合金选自铜和镍的合金；

[0033] -基底由玻璃纤维、环氧树脂或热塑绝缘薄膜制成；

[0034] -每个材料层包括与耐热或热塑树脂相关的玻璃纤维型材料；

[0035] -在步骤A期间，基底是大致平坦的；

[0036] -在步骤C之前，切削除冰组件的表面，使得除冰组件和内表层之间的最大间隙接近1.7mm，这使得除冰组件可以具有良好构造；

[0037] -在步骤B或C结束时，将表面涂层施加到除冰组件上，这使得可以满足空气动力学、耐腐蚀和防雷电方面的限制。

[0038] 根据第二方面，本发明涉及一种包括使用根据本发明的方法所获得元件的涡轮喷气发动机机舱。优选地，根据本发明的元件是进气口唇缘——该进气口唇缘是机舱中对霜或冰的沉积特别敏感的元件。

[0039] 通过参考附图阅读以下的非限制性说明，将更好地理解本发明。

[0040] 图1是围绕涡轮喷气发动机的本发明机舱的示意性横向截面图；

[0041] 图2是根据本发明的元件的实例的示意性横向截面图；

[0042] 图3-7是使用根据本发明的方法获得的除冰组件的局部横向截面图；

[0043] 图8是使用根据本发明的方法获得的元件的吸音板的横向截面图。

[0044] 如图1所示，根据本发明的机舱1包括进气口唇缘2、中间结构3和下游组件6，其中中间结构3围绕涡轮喷气发动机5的风扇4。下游组件6由内部固定结构(IFS)7、外部固定结构(OFS)8和包括推力反向器装置的活动罩9构成，其中内部固定结构(IFS)7围绕涡轮喷气发动机5的上游部分。

[0045] 根据本发明的元件可以是进气口唇缘——它是机舱中对冰和霜的沉积特别敏感的元件(见图2)。还可以使用根据本发明的方法来制造需要除冰的任何表面，例如直升飞机或飞行器导管，或者涡轮喷气发动机的暴露区域——例如风扇叶片，经过空气流的臂，例如OGV等。

[0046] 该方法适用于复合结构，而不管它是整体式的、自加强式的还是夹层式的，以便满足热效率、结构耐受性等限制。

[0047] 在图2的实施例中，本发明的进气口唇缘2包括内表层12，该内表层12安装在能够对进气口唇缘2除霜和除冰的除冰组件13上。内表层12在一些区域内可包括吸音板，以便吸收由于涡轮喷气发动机5的运转引起的噪音困扰。吸音板包括被夹在复合层15和实心外层16(即不具有多个声学孔)之间的蜂窝结构14，其中复合层15被穿孔多个声学孔。复合层15位于除冰组件13顶部。

[0048] 除冰组件13还可在另一面上涂覆表面涂层17，使得可以保护该表面使之不受到腐蚀和任何冲击的影响。除冰组件13(如果施加的话，表面涂层17)与冷空气流18接触，内表层12的情况并非如此。

[0049] 在根据本发明的进气口唇缘2的其它区域内，内表层12是非吸音结构表层，即包括没有声学孔的蜂窝结构。内表层12还可以不是结构性的，而仅仅是非隔音复合层。

[0050] 进气口唇缘2使用根据本发明的方法得到，该方法包括如下步骤：

[0051] A、使用光刻法在基底上形成加热电阻器阵列；

[0052] B、将在步骤A中获得的阵列插入到复合材料层中；

[0053] C、将内表层12施加到因此获得的除冰组件上。

[0054] 根据本发明的方法简单地提供一种有效的除冰组件。有利地，除冰组件可预先制成或与进气口唇缘2同时制成。

[0055] 根据本发明的方法提供相当多样的阵列几何形状的可能性。因此，可以精确地选择阵列图案的形状，以便根据需要实现最佳的除冰效果。

[0056] 此外，根据本发明的方法确保加热电阻器阵列的精确定位。这种阵列定位精度在除冰组件用来被固定在吸音结构上时是有利的。

[0057] 如图3-7所示，在步骤A中，使用光刻法在基底24上制作加热电阻器20的阵列。根据一个优选实施例，基底24大致为平坦的，使得可以进一步简化根据本发明的方法的实施。根据另一变型，还可以将光刻法应用于具有进气口唇缘2形式的基底。

[0058] 为了制造加热电阻器阵列，使用本领域普通技术人员公知的任何方式将传导层22固定在基底24上。所述固定可以例如使用胶粘剂来完成。

[0059] 加热电阻器20包括电阻率在0.0002Ω.mm和0.002Ω.mm之间、优选在0.00024Ω.mm和0.002Ω.mm之间或者在0.0004Ω.mm和0.001Ω.mm之间的金属或合金。
-2 -2 -2 -2
因此，加热电阻器20产生处于1kW.m 和50kW.m 之间的、特别是在4kW.m 和20kW.m 之间的加热功率。有利地，这种加热功率在使用最少量电能的同时可以使进气口表面2上形成的任何霜或冰脱离或者防止该霜或冰的形成。

[0060] 特别是，加热电阻器20的合金在铜和镍的合金中选择，例如康铜(CuNi44)。

[0061] 基底24优选由玻璃纤维、环氧树脂或例如热塑薄膜的任何电绝缘薄膜制成。环氧树脂的实例包括环氧树脂

[0062] 在包括加热电阻器的层上，包括至少一个感光元件的感光层26被安装在传导层22上。感光元件的实例包括例如树脂 的阴树脂，对于这些阴树脂，紫外辐射引起暴露区域的聚合反应，使得这些区域对显现溶剂具有特别的耐受性，而非隔离部分选择性地消失在显现溶剂中。实例包括： 和 树脂型的阳树脂，
对于这些阳树脂，紫外辐射使大分子产生化学变化，这导致暴露于显影剂内的区域的可溶性增加；或者 和 型的反转树脂——其具有随着所谓的退火反演步
骤改变极性的性能。

[0063] 如图4所示，将掩膜30施加在由基底24、传导层22和感光层26形成的组件之上。所述掩膜包括电阻器阵列的图案33。

[0064] 为了获得所需的加热电阻器阵列，首先使用本领域普通技术人员公知的任何适当装置32，对组件进行隔离处理。实例包括UV灯。

[0065] 由绘制在掩膜33上的图案33保护的感光层26未被UV辐射隐蔽，这使得可以将图案印制在所述层26上。未受保护的感光层26被隐蔽。

[0066] 隔离的持续时间会变化并取决于希望蚀刻的图案。通常，隔离持续大约2分钟30秒。实际上，对于待印制到所述感光层26上的图案33来说，感光层26的曝光时间必须足够长，但是也必须足够短，以便防止UV射线穿过掩膜30的整个区域而由此擦除任何图案。

[0067] 接着使用本领域普通技术人员公知的任何适当的显现产品来消除未受保护的感光层26。

[0068] 由此，如图5所示，留下的感光层26再生成所需的图案。

[0069] 接着施加本领域普通技术人员公知的任何适当化学产品，以便消除传导层的没有位于留下的感光层26之下的部分34。因此，如图6所示，仅仅留下传导层22的位于感光层26形成的图案之下的部分。

[0070] 接着使用本领域普通技术人员公知的任何适当的化学产品来消除留下的感光层26，使得传导层22显现加热电阻器的阵列20的图案(见图7)。

[0071] 传导层22的加热电阻器通常对氧化敏感。由此，它们可能需要保护。因此，在本发明方法的一个变型实施例中，可以提供步骤：通过沉积氧化层来氧化阵列20，例如通过电解。

[0072] 根据未示出的一个优选实施例，在步骤B之前，将功率阵列(未示出)制作在加热电阻器阵列的相反面40上。

[0073] 功率阵列可使用本领域普通技术人员公知的任何适当手段制成，特别是使用上述的光刻法。

[0074] 功率阵列优选经由穿过支承件24的连接装置(未示出)连接到加热电阻器阵列20。

[0075] 功率阵列通常包括电阻率尽可能低的金属或合金，以便最小化传输损失。优选地，所述金属或合金的电阻率等于1.7μΩ.cm。功率阵列并不用来释放热量，而是将电流引导至加热电阻器阵列20。所述金属的实例包括铜。

[0076] 在根据本发明的方法的步骤B中，将步骤A结束时获得的所述阵列20插入或封装入复合材料层52和50内(见图8)。

[0077] 在步骤B的变型实施例中，可以用基底24替代复合材料层52或50中的一个。在这种情况下，在步骤B中，将复合材料层52或50施加到步骤A结束时获得的阵列20上。

[0078] 因此阵列20将插入一侧的基底24和另一侧的复合材料层52或50之间。

[0079] 优选地，每个材料层50和52包括例如与耐热树脂(环氧树脂)或热塑树脂(PEEK)相关的玻璃纤维的材料。接触或靠近电阵列的材料层必须与其它导电部件或材料层(例如通常用于传递应力的层15的环氧碳)实现电隔离。

[0080] 可以使用本领域的普通技术人员所知的任何手段(例如粘附)来加强步骤A结束时获得的阵列20在复合材料层50、52上的固定。

[0081] 根据一个优选实施例，在步骤B或C结束时，施加表面涂层17，使得可以响应冲击、空气动力学、腐蚀以及雷电保护方面的约束。表面涂层17例如是金属片或碳纤维层。使用本领域普通技术人员公知的任何适当手段来将表面涂层17固定在除冰组件13上，特别是通过粘附。

[0082] 在根据本发明的方法的步骤C中，将内表层12施加在因此获得的除冰组件13上。使用本领域普通技术人员公知的任何手段来将内表层12固定在除冰组件13上，特别是通过粘附。

[0083] 在内表层12是吸音的情况下，根据本发明的方法优选包括处于步骤B和C之间的步骤B1，在该步骤B1中使用穿孔装置对步骤B结束时获得的组件进行穿孔，以便获得直径在0.2mm和2.5mm之间或甚至在0.3mm和2mm之间的声学孔。有利地，使用穿孔装置，使得孔相对于加热电阻器阵列20的精度可以接近0.05mm。穿孔装置的实例包括钻孔机、激光器和喷水器。

[0084] 根据一个实施例，令人感兴趣的是：穿孔装置由于射线照片式照相机而相对于在加热电阻器阵列20形成过程中蚀刻的参考测试图案重新校正。可以在声学孔和阵列20的臂之间设置0.2mm和10mm之间或甚至0.5mm和1mm之间的距离，以确保电阻器和外部之间的电隔离。

[0085] 因此，可以获得既可有效地对进气口唇缘2进行除冰又具有更好隔音或吸音性能的除冰组件13。

[0086] 根据一个优选实施例中，根据本发明的方法包括步骤D：使用穿孔装置来穿孔除冰组件13和内表层12的复合层15。

[0087] 根据另一实施例，在步骤C之前制成内表层12的复合层15且对其进行穿孔。换言之，在将外表层15安置在除冰组件13之前对其进行穿孔。

[0088] 根据一个优选实施例，在基底24大致是平坦的情况下，在步骤C之前，对除冰组件13的表面进行切削，以使除冰组件13和内表层12(通常是不可展开形状)之间的最大间隙接近1.7mm，使得除冰组件13特别是在其固化过程中具有良好的构造。因此，最初被制成大致平坦的除冰组件13符合进气口唇缘2的弯曲。

[0089] 在使用根据本发明的方法制造进气口唇缘2时，所述唇缘2经历固化(其操作条件是本领域普通技术人员公知的)，以确保组件的良好粘合。

[0090] 使用根据本发明的方法获得的进气口唇缘2被结合在飞机的机舱1内。