CN101903241A - 用于多段飞行器部件的防结冰系统 - Google Patents

Abstract

飞行器部件(200)包括第一段(110)，所述第一段具有延伸到所述第一段的第一端(222)的第一前缘表面。所述飞行器部件包括第二段(112)，所述第二段具有延伸到所述第二段的第二端的第二前缘表面。所述第二端(226)基本上邻近所述第一段的第一端，并且被连接到所述第一端。所述第一前缘表面包括延伸到所述第一段的第一端的电阻加热元件(223)。此外，所述第二前缘表面包括延伸到所述第二段的第二端的电阻加热元件(227)。所述电阻加热元件能直接在相连的第一和第二端之间的接合处(211)的任一侧上提供防结冰加热。

Description

用于多段飞行器部件的防结冰系统

技术领域

本发明总体上涉及用于飞行器的防结冰系统，并且更具体地涉及用于选择性地加热飞行器部件的前缘表面、包括紧邻所述飞行器部件的结构接头的前缘表面的一些部分的防结冰系统。

背景技术

飞行器发动机吊舱和其它飞行器部件的前缘容易结冰。图1示出了典型的高速喷气式发动机组件10的示意图。空气通过入口部分14进入到风扇叶片机头罩(spinner)16和环形外壳18之间，其组成吊舱20的最前部部分，并且包括吊舱入口唇缘21。热、高压推进气体通过压缩机部分17和吊舱后部处的排气组件(未示出)。舱壁28和环形外壳18限定环形空间和D形道30。舱壁28使得D形道30与所述吊舱的内桶12的内部部分31相分离。在飞行中，在一定温度和湿度条件下，冰可能形成在所述吊舱入口唇缘21和所述风扇叶片机头罩16上，所述吊舱入口唇缘21是所述环形外壳18的前缘。积累的冰能改变所述环形外壳18和所述风扇叶片机头罩16之间的入口区域的几何形状，并且能对进入空气的量和流动路径造成不良影响。此外，冰块可能周期地脱离所述吊舱20和/或所述机头罩16并且进入发动机50，可能会损坏风扇和转子叶片60以及其它内部发动机部件。

吊舱在处理发动机的风扇噪声方面也起着重要的作用，所述发动机的风扇噪声能是整个飞行器噪声的主要来源。如同本领域技术人员已知的那样，在发动机吊舱入口14处用噪声吸收内桶衬垫40能抑制飞行器发动机风扇噪声，所述噪声吸收内桶衬垫40将声能转变成热。所述衬垫40通常包括(如同在图6中所示的那样)具有多个间隔开的开口或穿孔41的面蒙皮(faceskin)42。所述面蒙皮42被开孔芯(open cell core)44支撑以提供结构支撑，并且以提供多孔面片42和无孔背蒙皮46之间的所需的分离。所述衬垫40也能包括至少一个将各小室分成多个部分的隔膜43，所述多个部分包括上部分45和下部分49。所述隔膜43能包括多孔膜或者具有至少一个开口的密实膜(solid membrane)以提供所述上小室部分45和下小室部分49之间的声连通。这种布置提供有效的和普遍地可接收的噪声压制性能。带有减少的噪声特性的飞行器发动机是政府当局要求的，并且通常是由飞行器制造商、航空公司和当地居民指定的。

美国专利申请11/276,344和11/733,628(它们整体以引用的方式被结合到这里)，描述了嵌入到复合结构层例如吊舱入口唇缘之内的石墨织物加热器(graphite fabric heater)元件。所描述的复合结构包括整体地形成在具有前缘的复合飞行器结构内的加热器元件。所述复合结构包括开孔芯，和在所述芯顶上的多个复合层。所述复合层包括延伸通过所述复合层(包括加热器元件层)到达下面的开口芯的孔。所述石墨织物加热器元件能包括多个包含导电石墨纤维的交织线。这种结构提供防结冰和噪声衰减。

如同在图2中所示的那样，典型的吊舱入口唇缘100能由被端端相连地接合在一起的两个或更多个周向地延伸的唇缘部分110、112、114形成。所述部分110、112、114能在接头115、117、119处被连接在一起。在图3中示出了两个入口唇缘段110、112的端之间的一种典型的现有技术接头119的细节。在这种布置中，所述段110、112沿着间隔120相遇，所述间隔120通常包括所述段110、112的相对端之间的窄间隙。第一段110的一端126通过多个紧固件121被连接到第二段112的相邻端122，所述多个紧固件121延伸穿过所述段110、112并且连接到跨越所述段110、112的邻接端122、126的后部部分和它们之间的间隙120的垫板或拼接板(在图3中未示出)，因此以端端相连的关系固定所述端122、126。如同由图3中的虚线所示的那样，当所述段110、112的前缘被设置有整体式电驱动防结冰加热器123、127时，所述加热器的与所述间隙120最接近的端125、129间隔开一周向距离W1。为了使金属紧固件121不延伸通过或者接触所述电加热器元件123、127，所述间距W1是必须的。

在图4A和4B中示出了两个邻接的入口唇缘段410、412之间的另一典型的现有拼接接头419。在这种布置中，拼接板424被定位在所述段端422、426的相邻外表面上并且跨过它们之间的间隙420。多个紧固件421延伸通过所述拼接板424和所述段端422、426，因此以端端相连的关系将所述端422、426固定在一起。如同在图4A和4B中所示的那样，整体式电加热器元件423、427能包括多个间隔开的导电母线带430用以在所述加热器元件423、427上形成电势。也如同在图4A和4B中所示的那样，所述母线带430能通过延伸通过所述入口唇缘段410、412的后侧的电线433被连接到电源。类似于上面所讨论的后拼接布置，加热器元件423、427的与所述间隙420最接近的边缘必须被间隔开一周向距离W2，使得金属紧固件421不穿透所述加热器元件423、427或者所述母线带430。

在一些情形中，与图3-4B所示的间隙W1和W2相关联的所述入口唇缘段110、112的外表面可能没有被最接近的加热器元件123、127充分地加热以防止冰形成或者以融化堆积的冰。因此，这些未被加热的间隙W1、W2能在邻接的入口唇缘段之间的间隙120处形成“冷点”。如同上面所讨论的那样，在飞行器的前缘的表面上的冰堆积是不期望的，尤其是在飞行器发动机吊舱的前缘上。此外，因为连接件例如拼接板、机械紧固件等会至少部分地阻塞外蒙皮内的声学穿孔和/或下面的多孔芯的声学穿孔，或者以其它方式与声学衬垫40的最佳性能相干涉，所以上面所描述的拼接接头能基本上阻止与所述间隙W1、W2相联的所述入口唇缘段的一些部分的有效的声学处理。

因此，存在对用于这样的飞行器部件的前缘的防结冰系统的需求，其包括基本上覆盖飞行器部件的前缘表面的全部范围、包括与相邻部件段之间的结构接头紧邻的那些部件部分的加热元件。此外，存在对这种系统的需求，其也包括所述飞行器部件的前缘表面的基本上整个范围、包括与相邻部件段之间的结构接头紧邻的那些部件部分的声学处理。

发明内容

在一个实施方式中，一种飞行器部件能包括第一段，所述第一段具有延伸到所述第一段的第一端的第一前缘表面。所述飞行器部件能进一步包括第二段，所述第二段具有延伸到所述第二段的第二端的第二前缘表面。所述第二端能基本上邻近所述第一段的第一端。所述第一前缘表面能包括一个或多个延伸到所述第一段的第一端的电阻加热元件，并且所述第二前缘表面能包括一个或多个延伸到所述第二段的第二端的第二电阻加热元件，因此提供与所述第一和第二端之间的接合处的各侧紧邻的电加热。

在另一实施方式中，一种接合第一和第二飞行器部件以形成飞行器表面的前缘的方法能包括提供具有第一外表面、第一端和紧邻所述第一端的第一防结冰加热器元件的第一部件。所述方法进一步能包括提供具有第二外表面、第二端和紧邻所述第二端的第二防结冰加热器元件的第二部件。所述第一部件的第一端能被接合到所述第二部件的第二端使得所述第一和第二外表面相结合以沿着所述第一和第二端之间的接合处形成基本上连续的和可选择性地加热的前缘表面。

在进一步的实施方式中，一种用于飞行器部件的前缘的防结冰加热器能包括至少两个端到端相接合的段。所述加热器能包括至少一个具有加热器部分和第一边缘部分的基本上连续的导电片，其中所述加热器部分和第一边缘部分相交成一角度、例如直角。至少第一母线带能被连接到所述第一边缘部分用以将电力供给到所述防结冰加热器。

在额外的实施方式中，一种飞行器部件能包括第一段，所述第一段具有第一外表面、第一端、和具有接近所述第一端的第一边缘的第一电加热器元件。所述飞行器部件能进一步包括第二段，所述第二段具有第二外表面、第二端、和具有接近所述第二端的第二边缘的第二电加热器元件。所述第二端能被构造成被接合到所述第一端使得所述第一外表面和所述第二外表面相结合以形成基本上连续的前缘表面的至少一部分。第一母线条能被连接到所述第一加热器元件的第一边缘，并且第二母线条能被连接到所述第二加热器元件的第二边缘。当所述第一端被接合到所述第二端时所述第一和第二母线条能被布置在所述第一端和第二端之间。

通过结合附图阅读下面的详细描述，将能理解本发明的这些和其它方面以及特征。

附图说明

图1是典型的高速喷气式发动机组件的示意图。

图2是由三个段形成的吊舱入口唇缘的前透视图。

图3是相邻的入口唇缘段之间的传统后拼接接头的前视图。

图4A是相邻的入口唇缘段之间的传统前拼接接头的前视图。

图4B是沿着图4A中的线4B-4B得到的图4A中所示的前拼接接头的横截面图。

图5A是根据本发明的带有防结冰功能的相邻入口段的两端之间的接头的前透视图。

图5B是如同在图5A中所示的带有防结冰功能的相邻入口段的两端之间的接头的后视图。

图5C是沿着图2中的线5C-5C和图5B中的线5C-5C得到的、如同在图5A和5B中所示的带有防结冰功能的相邻吊舱入口唇缘段的两端之间的接头的横截面图。

图6是现有技术的飞行器部件的声学处理部分的透视图。

图7是根据本发明的入口唇缘接头的横截面图，示出了带有防结冰和声学处理功能的入口唇缘段。

具体实施方式

图5A-5C示出了根据本发明的防结冰加热器系统的一个实施方式，例如，其被应用到多段吊舱入口唇缘200。如同在图5A中所示的那样，吊舱入口唇缘200包括具有第一端226的第一入口唇缘段110，所述第一端226被沿着接头211连接到第二入口唇缘段112的第二端222。所述接头211能包括在所述段端222、226之间的窄间隙220。所述第一入口唇缘段110能包括邻近所述第一端226的第一嵌入加热元件227，并且所述第二入口唇缘段112能包括邻近所述第二端222的第二嵌入加热元件223。如同在图5A中所示的那样，相接合的入口唇缘段223、227在紧邻所述接头211和间隙220的区域中能形成基本上连续的外表面。图5B和5C示出了接头211的一个实施方式的细节。

如同在图5B和5C中所示的那样，所述第一入口唇缘段110的第一端222能包括最外层287、加热器元件层223、单元式芯(cellular core)245、一个或多个母线带230、和一个或多个第一背层292。所述芯245能例如是金属的或者非金属的蜂窝状结构。在图5B和5C所示的实施方式中，所述芯245和所述背层292相结合以形成向后延伸的第一凸缘293。类似地，所述第二入口唇缘段112的第二端226能包括第二最外层283、第二加热器元件层227、第二单元式芯244、一个或多个母线带230、和一个或多个第二背层292。也类似地，所述第二芯244和第二背层能相结合以形成向后延伸的第二凸缘291。能使用已知的复合材料以及复合物形成和结合技术将各入口唇缘段110、112内的多个芯和层一起地结合以形成整体结构。能提供一个或多个额外的最外层或背层用以额外的强化，提供所述结构的导电部分之间的电绝缘，或者用于任何其它目的。为了示出的目的，在图5C中所示的各个层的各自的厚度被夸大了。

在所述入口唇缘段的端222、226的后部部分上的第一和第二凸缘293、291加强和强化所述段110、112，尤其是在它们的端222、226处。如同在图5C中所示的那样，拼接板224能在所述凸缘293、291之间延伸并且跨过它们之间的中间间隙220。在图5B和5C中，为了示出的目的，所述中间间隙220的宽度被夸大了。优选地，所述间隙220不大于大约0.1英寸，并且优选地，不大于大约0.06英寸。在一个实施方式中，所述间隙220能具有大约0.03英寸的标称宽度。所述拼接板224能通过多个可拆卸的机械紧固件221、例如通过多个盲铆钉等被连接到各凸缘293、291。如同在图5C中所示的那样，所述紧固件221能延伸通过所述拼接板224，通过所述背层292、290，并且通过所述单元式芯245、244上的背蒙皮246、247，因此将所述入口唇缘段110、112的端222、226固定地连接在一起。也如同在图5C中所示的那样，因为所述拼接板224，背层292、290，和背蒙皮246、247被定位在所述加热元件223、227的后面并且被定位成远离所述加热元件223、227，所以所述紧固件221能被排列成使得没有紧固件221穿透或者接触导电加热元件223、227的任何部分。如同在图5B中所示的那样，所述母线带230能被定位在所述紧固件221之间，使得所述紧固件221也没有穿透或接触所述导电的母线带230的任何部分。所述母线带230能被连接到飞行器电力供应源、例如一个或多个电池，飞行器发动机，辅助供电单元(APU)、或者它们的组合。

如同在图5C中所示的那样，第一加热元件223能包括第一前缘部分296和第一凹入部分297。在这个实施方式中，所述第一前缘部分296和所述第一凹入部分297能是基本上彼此垂直的，尽管所述加热器部分296、297也能被构造成成其它角度方位。类似地，第二加热元件227能包括第二前缘部分298和第二凹入部分299。在这个实施方式中，所述第二前缘部分298和所述第二凹入部分299也能是基本上彼此垂直的，尽管所述加热器部分298、299也能被构造成成其它角度构造。因为所述加热元件223、227的凹入部分297、299延伸到所述段110、112之间的中间间隙220中，所述加热元件223、227的邻近的前缘部分296、298能延伸到所述间隙220的边缘。各加热元件223、227大体沿着入口唇缘段110、112的外表面的至少一部分延伸并且进一步围绕入口唇缘段110、112的拐角延伸，使得各加热器元件223、227的一部分沿着段110、112的边缘表面延伸。每个母线带230能包括与所述间隙220内的其中一个加热元件223、227的凹入部分297、299相接触的前端230a、和被定位成远离所述间隙220和所述拼接板224的相反的后端230b，因此允许连接到电源。如同在图5C中所示的那样，电线233或其它电供给装置能被连接到所述母线带230的后端230b用以在所述加热元件223、227上施加电压。所述母线带230能被电绝缘涂层或者其它绝缘材料覆盖。如同在图5C中所示的那样，所述加热元件223、227延伸到所述间隙220的相对边缘，并且所述凹入部分297、299延伸到所述间隙220中。因此，当电力被供给到所述加热元件223、227时，由所述加热元件223、227产生的热能有效地防止和/或消除所述间隙220内的以及在所述入口唇缘段110、112的相邻端222、226处的和沿着所述入口唇缘段110、112的相邻端222、226的冰形成。

图7示出了本发明的一个可选实施方式。在这个实施方式中，根据本发明的防结冰加热器系统被再次应用到多段吊舱入口唇缘300。如同在图7中所示的那样，吊舱入口唇缘300包括具有第一端322的第一入口唇缘段310，所述第一端322在所述第二入口唇缘段312的第二端326处被连接到第二入口唇缘段312。窄间隙320可以存在于所述段端322、326之间。如同在图7中所示的那样，所述第一入口唇缘段310能包括邻近所述第一端322的第一嵌入加热元件323，并且所述第二入口唇缘段312能包括邻近所述第二端326的第二嵌入加热元件327。

所述第一入口唇缘段310的第一端322能包括至少一个第一最外层387、第一加热器元件层323、第一单元式芯345、一个或多个母线带330、和一个或多个第一背层392。类似地，所述第二入口唇缘段312的第二端326能包括至少一个第二最外层383、第二加热器元件层327、第二单元式芯344、一个或多个母线带330、和一个或多个第二背层390。使用已知的复合材料以及复合物形成和结合技术能将各入口唇缘段310、312的芯和层结合在一起以形成整体结构。如同下面更详细地讨论的那样，所述最外层387、383和加热器元件323、327能是穿孔的。

如同在图7中所示的那样，拼接板324能在所述第一和第二端322、326之间并且跨过它们之间的中间间隙320。在图7中，为了易于示出，所述空隙的间隙320的宽度被夸大了。优选地，所述间隙320不大于大约0.1英寸，并且优选为不大于大约0.06英寸大。在一个实施方式中，所述间隙320具有大约0.03英寸的标称宽度。所述拼接板324通过多个机械紧固件321、例如通过多个盲铆钉等能被连接到各第一和第二端322、326的内部部分。所述紧固件321能延伸通过所述拼接板324、通过所述背层392、390，并且通过所述单元式芯345、344上的背蒙皮346、347，因此将所述入口唇缘段310、312的端322、326固定地连接在一起。类似于在图5C中所示的实施方式，所述紧固件321能被布置成使得没有紧固件穿透或接触导电加热元件323、327的任何部分。此外，所述母线带330能被定位在所述紧固件321之间使得没有紧固件321穿透或接触导电的母线带330的任何部分。

如同在图7中所示的那样，所述第一加热元件323能包括第一前缘部分396和第一凹入部分397。在这个实施方式中，所述第一前缘部分396和所述第一凹入部分397是基本上彼此垂直的，尽管所述部分396、397能被构造和布置为成基本上任何角度。类似地，所述第二加热元件327能包括第二前缘部分398和第二凹入部分399。在这个实施方式中，所述第二前缘部分398和所述第二凹入部分399也是基本上彼此垂直的，尽管所述部分398、399能被构造和布置为成基本上任何角度。因为所述加热元件323、327的凹入部分397、399在所述段310、312之间的中间间隙320内延伸，所述加热元件323、327的前缘部分396、398延伸到所述间隙320的边缘并且围绕所述间隙320的边缘延伸。如同在图7中所示的那样，各母线带330能包括与加热器元件323、327的凹入部分397、399其中之一电接触的前端部分330a，和远离所述间隙320和所述拼接板324地延伸的相反的后端部分330。电线333或其它电供给装置能被连接到所述母线带330的后部部分330b，用以将所述母线带330连接到电源。所述母线带330的任何暴露部分能被电绝缘涂层或者其它绝缘材料覆盖。如同在图7中所示的那样，所述加热元件323、327延伸到所述间隙320的相对边缘，并且所述凹入部分397、398延伸到所述间隙320中。因此，当电力被供给到所述加热元件323、327时，由所述加热元件323、327产生的热能有效地防止和/或消除所述间隙320内的以及在所述入口唇缘段310、312处的和沿着所述入口唇缘段310、312的冰形成。

如同在图7中所示的那样，第一多个开口301能延伸通过所述第一唇缘段310的所述第一外层387和第一加热元件层323到达下面的第一单元式芯345。类似地，第二多个孔303能延伸通过所述第二唇缘段312的第二外层383和第二加热元件层327到达下面的第二单元式芯344。这样，第一和第二多个开口301、303能提供通向所述下面的芯344、345的开孔小室的声学连通路径。因此，所述入口唇缘300能包括各自延伸到相邻段310、312的端322、326并且延伸到所述间隙320的边缘的防结冰和声学处理。

上面所描述的实施方式意在描述和示出根据本发明的防结冰系统的不同特征和方面。本领域普通技术人员将会认识到，在不脱离本发明的情况下可以对特定描述的实施方式进行某些改变或修改。例如，尽管已经参考飞行器发动机吊舱入口唇缘的前缘描述了本发明，本发明也能被应用到可能容易冰形成和堆积的其它分段飞行器部件，例如飞行器的翼等。所有这种改变和修改意在附属权利要求的范围之内。

Claims (28)

1.一种飞行器部件，包括：

(a)第一段，所述第一段具有第一前缘表面，所述第一前缘表面延伸到所述第一段的第一端；

(b)第二段，所述第二段具有第二前缘表面，所述第二前缘表面延伸到所述第二段的第二端，其中所述第二端基本上邻近所述第一段的所述第一端；并且

(c)其中所述第一前缘表面包括至少一个第一电加热元件，所述第一电加热元件至少延伸到所述第一段的所述第一端，并且所述第二前缘表面包括至少一个第二电加热元件，所述第二电加热元件至少延伸到所述第二段的所述第二端。

2.如权利要求1所述的飞行器部件，其中所述第一前缘表面进一步包括延伸到所述第一段的所述第一端的声学处理部，并且所述第二前缘表面进一步包括延伸到所述第二段的所述第二端的声学处理部。

3.如权利要求1所述的飞行器部件，其中所述第一段的所述第一端和所述第二段的所述第二端通过至少一个跨越所述第一端和所述第二端之间的间隙延伸的拼接构件被至少部分地连接在一起。

4.如权利要求1所述的飞行器部件，其中所述第一和第二电加热元件的各自的至少一部分被布置在所述第一和第二段的所述第一和第二端之间。

5.如权利要求1所述的飞行器部件，其中所述第一电加热元件包括第一穿孔部分，所述第一穿孔部分基本上至少延伸到所述第一段的所述第一端，并且其中所述第二电加热元件包括第二穿孔部分，所述第二穿孔部分基本上至少延伸到所述第二段的所述第二端。

6.一种接合第一和第二飞行器部件以形成飞行器表面的前缘的方法，所述方法包括：

(a)提供第一部件，所述第一部件具有第一外表面、第一端和紧邻所述第一端的第一防结冰电加热器元件；

(b)提供第二部件，所述第二部件具有第二外表面、第二端和紧邻所述第二端的第二防结冰电加热器元件；和

(c)将所述第一部件的所述第一端接合到所述第二部件的所述第二端，使得所述第一和第二外表面相结合以沿着所述第一和第二端之间的接合处形成基本上连续的且可选择性地加热的前缘表面。

7.如权利要求6所述的方法，进一步包括用至少一个机械紧固件将所述第一端接合到所述第二端。

8.如权利要求6所述的方法，其中所述第一和第二部件包括飞行器吊舱的组成部分。

9.如权利要求6所述的方法，其中至少所述第一部件是由多个相结合的复合层形成的，并且其中所述第一防结冰电加热器元件被布置在至少两个相结合的复合层之间。

10.如权利要求6所述的方法，其中所述第一和第二防结冰电加热器元件各自的至少一部分被布置在所述第一和第二部件的所述第一和第二端之间。

11.一种用于飞行器部件的前缘的防结冰加热器，所述飞行器部件包括端到端相接合的至少两个段，所述加热器包括：

(a)具有加热器部分和第一边缘部分的基本上连续的导电片，所述加热器部分和所述第一边缘部分以一定角度相交；和

(b)第一母线带，被连接到所述第一边缘部分用以将电力供给到所述防结冰加热器。

12.如权利要求11所述的防结冰加热器，其中所述导电片包括导电复合材料织物。

13.如权利要求11所述的防结冰加热器，其中导电织物包括包含石墨的交织线。

14.如权利要求11所述的防结冰加热器，其中所述导电片进一步包括与所述第一边缘部分相对的第二边缘部分，并且进一步包括被连接到所述第二边缘部分的第二母线带。

15.如权利要求11所述的防结冰加热器，其中所述导电片的至少一部分被布置在所述两个段的相接合的端之间。

16.一种飞行器部件，包括：

(a)第一段，包括第一外表面、第一端、和第一电加热器元件，所述第一电加热器元件具有接近所述第一端的第一边缘；

(b)第二段，包括第二外表面、第二端、和第二电加热器元件，所述第二电加热器元件具有接近所述第二端的第二边缘，其中所述第二端被接合到所述第一端，使得所述第一外表面和所述第二外表面相结合以形成基本上连续的前缘表面的至少一部分；

(c)第一母线条，被连接到所述第一加热器元件的所述第一边缘；和

(d)第二母线条，被连接到所述第二加热器元件的所述第二边缘；

(e)其中当所述第一端被接合到所述第二端时所述第一和第二母线条被布置在所述第一端和所述第二端之间。

17.如权利要求16所述的飞行器部件，其中所述第一和第二段相结合以形成飞行器吊舱的至少一部分。

18.如权利要求16所述的飞行器部件，其中：

(a)所述第一段包括第一多个层，所述第一多个层包括第一最外层，并且其中所述第一电加热器元件被布置在至少所述第一最外层之下；且

(b)所述第二段包括第二多个层，所述第二多个层包括第二最外层，并且其中所述第二电加热器元件被布置在至少所述第二最外层之下。

19.如权利要求18所述的飞行器部件，其中所述第一和第二多个层包括相结合的复合层，并且其中所述第一和第二电加热器元件各自包括布置在所述相结合的复合层内的石墨层。

20.如权利要求18所述的飞行器部件，其中第一开孔芯被布置在所述第一多个层之下，并且第二开孔芯被布置在所述第二多个层之下，并且其中多个穿孔延伸通过所述第一和第二多个层以及所述第一和第二电加热器元件到达所述第一和第二开孔芯。

21.如权利要求18所述的飞行器部件，进一步包括在所述第一段的所述第一端上的第一凸缘部分，在所述第二段的所述第二端上的第二凸缘部分，并且至少一个紧固件至少部分地将所述第一凸缘部分连接到所述第二凸缘部分。

22.如权利要求16所述的飞行器部件，其中所述第一和第二电加热器元件被构造成选择性地加热所述基本上连续的前缘表面的与所述第一和第二端之间的接头相毗连的部分。

23.如权利要求16所述的飞行器部件，其中所述第一和第二电加热器元件被构造成选择性地加热所述第一和第二端之间的间隙。

24.一种具有周向地延伸的入口唇缘的飞行器发动机吊舱，所述入口唇缘包括：

(a)第一周向地延伸的入口唇缘部分和第二周向地延伸的入口唇缘部分，所述第一周向地延伸的入口唇缘部分具有第一周向地延伸的唇缘表面和轴向地延伸的第一边缘表面，且所述第二周向地延伸的入口唇缘部分具有第二周向地延伸的唇缘表面和轴向地延伸的第二边缘表面，所述第一和第二入口唇缘部分被布置成使得所述第一和第二边缘表面彼此邻近并且在它们之间限定一间隙；

(b)第一加热器元件和第二加热器元件，所述第一加热器元件嵌入在所述第一入口唇缘部分中并且沿着所述第一唇缘表面和所述第一边缘表面延伸，且所述第二加热器元件嵌入在所述第二入口唇缘部分中并且沿着所述第二唇缘表面和所述第二边缘表面延伸；和

(c)拼接板，所述拼接板跨越所述第一和第二边缘表面之间的间隙延伸并且将所述第一和第二入口唇缘部分固定在一起。

25.如权利要求24所述的飞行器发动机吊舱，其中所述第一和第二入口唇缘部分各自包括蜂窝状的芯。

26.如权利要求25所述的飞行器发动机吊舱，其中所述第一和第二加热器元件各自包括多个穿孔，所述穿孔提供与其中一个蜂窝状的芯的小室的声连通。

27.如权利要求24所述的飞行器发动机吊舱，进一步包括至少一个延伸到所述第一和第二边缘表面之间的间隙中的母线带。

28.如权利要求24所述的飞行器发动机吊舱，其中所述第一和第二加热器元件包括石墨。

Images