BRPI0714253A2 - estrutura traseira de uma entrada de ar de uma nacela de aeronave - Google Patents

estrutura traseira de uma entrada de ar de uma nacela de aeronave Download PDF

Info

Publication number
BRPI0714253A2
BRPI0714253A2 BRPI0714253-6A2A BRPI0714253A BRPI0714253A2 BR PI0714253 A2 BRPI0714253 A2 BR PI0714253A2 BR PI0714253 A BRPI0714253 A BR PI0714253A BR PI0714253 A2 BRPI0714253 A2 BR PI0714253A2
Authority
BR
Brazil
Prior art keywords
aircraft
composite material
resin
fibers
fiber
Prior art date
Application number
BRPI0714253-6A2A
Other languages
English (en)
Inventor
Alain Porte
Bruno Medda
Original Assignee
Airbus France
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus France filed Critical Airbus France
Publication of BRPI0714253A2 publication Critical patent/BRPI0714253A2/pt

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangement in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangement in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
    • B64D15/02—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft by ducted hot gas or liquid
    • B64D15/04—Hot gas application
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B20/00—Use of materials as fillers for mortars, concrete or artificial stone according to more than one of groups C04B14/00 - C04B18/00 and characterised by shape or grain distribution; Treatment of materials according to more than one of the groups C04B14/00 - C04B18/00 specially adapted to enhance their filling properties in mortars, concrete or artificial stone; Expanding or defibrillating materials
    • C04B20/0048—Fibrous materials
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B28/00—Compositions of mortars, concrete or artificial stone, containing inorganic binders or the reaction product of an inorganic and an organic binder, e.g. polycarboxylate cements
    • C04B28/006—Compositions of mortars, concrete or artificial stone, containing inorganic binders or the reaction product of an inorganic and an organic binder, e.g. polycarboxylate cements containing mineral polymers, e.g. geopolymers of the Davidovits type
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/047—Heating to prevent icing
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangement in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangement in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0206—Arrangement in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising noise reduction means, e.g. acoustic liners
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangement in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangement in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0233—Arrangement in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising de-icing means
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2111/00—Mortars, concrete or artificial stone or mixtures to prepare them, characterised by specific function, property or use
    • C04B2111/00474—Uses not provided for elsewhere in C04B2111/00
    • C04B2111/00982—Uses not provided for elsewhere in C04B2111/00 as construction elements for space vehicles or aeroplanes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/40—Organic materials
    • F05D2300/44—Resins
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/614—Fibres or filaments
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02P—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES IN THE PRODUCTION OR PROCESSING OF GOODS
    • Y02P40/00—Technologies relating to the processing of minerals
    • Y02P40/10—Production of cement, e.g. improving or optimising the production methods; Cement grinding
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Ceramic Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Structural Engineering (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • General Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Environmental & Geological Engineering (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Geochemistry & Mineralogy (AREA)
  • Geology (AREA)
  • Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
  • Inorganic Chemistry (AREA)
  • Reinforced Plastic Materials (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)
  • Details Of Aerials (AREA)
  • Shaping Of Tube Ends By Bending Or Straightening (AREA)
  • Radio Relay Systems (AREA)
  • Bipolar Transistors (AREA)
  • Control Of Motors That Do Not Use Commutators (AREA)
  • Organic Low-Molecular-Weight Compounds And Preparation Thereof (AREA)

Abstract

ESTRUTURA TRASEIRA DE UMA ENTRADA DE AR DE UMA NACELA DE AERONAVE. O objeto da invenção é a provisão de uma estrutura traseira de uma entrada de ar de uma nacela de aeronave, obtido parcialmente em material compósito a base de uma resina geopolimérica reforçada por fibras, e compreendendo pelo menos uma parte (56) circundando um orifício previsto para a passagem de um sistema de descongelamento em material compósito a base de uma resina geopolimérica reforçada por fibras e pelo menos uma outra parte (58) metálica.

Description

"ESTRUTURA TRASEIRA DE UMA ENTRADA DE AR DE UMA NACELA DE
AERONAVE".
Campo da invenção
A presente invenção refere-se a um elemento de estrutura de uma aeronave susceptível de ser submetido a temperaturas elevadas tal como, particularmente, uma estrutura traseira de uma nacela de aeronave. Antecedentes da invenção
Uma aeronave compreende os elementos de estrutura assegurando particularmente a tomada ou a transmissão de esforços entre diferentes pontos da mencionada estrutura. Esses elementos permitem especialmente suportar o invólucro externo da aeronave susceptível de estar em contato com o ar e lhe conferem uma certa rigidez. Na Figura 1 tem-se representado um elemento de estrutura previsto no nível de uma entrada de ar 0 de aeronave disposta na parte dianteira de uma nacela na qual é integrada uma motorização, o mencionado elemento de estrutura sendo chamado de estrutura traseira 12 e ligando o revestimento 14 disposto no interior da nacela e o revestimento 16 disposto no exterior da nacela. Essa estrutura traseira 10 assegura a tomada de esforços de flexão, de rotação ou outros que se apliquem à entrada de ar, tais como, por exemplo, o peso da entrada de ar, os esforços induzidos pelos escoamentos aerodinâmicos.
Considerando a importância da parte do carburante nos custos de exploração de uma aeronave, os fabricantes tendem a diminuir a massa das aeronaves para reduzir seu consumo, particularmente utilizando os materiais compósitos para realizar os elementos da estrutura de uma aeronave.
Esses materiais compósitos são compostos de fibras, particularmente de carbono, grafite, basalto, aramida ou vidro, por exemplo, submergidas em uma matriz de resina orgânica tal como, por exemplo, uma resina epóxi, termoplástica ou que endureça termicamente. As fibras podem se apresentar sob a forma de tecido ou de uma camada não tecida, segundo o caso.
Para poder serem utilizadas subseqüentemente, essas fibras são geralmente revestidas. Em efeito, no momento de sua elaboração, o estado da superfície dessas fibras está degradado o qual prejudica a adesão das resinas orgânicas. Por outro lado, a manipulação das fibras no estado bruto, no momento de uma operação de tecelagem, por exemplo, é delicada devido às fibrilas se destacando do facho principal. Assim, as fibras secas são tratadas para restaurar o estado de superfície em seguida recoberta de uma resina orgânica favorecendo a adesão química para uma impregnação ulterior. Esse recobrimento é chamado de ensimagem. As fibras comercializadas ensimadas são lisas e estão prontas para serem utilizadas.
As técnicas industriais têm sido desenvolvidas para aplicar fibras ensimadas e resinas epóxi. Essas técnicas são controladas e permitem obter custos de fabricação de peças compatíveis com aqueles das peças metálicas equivalentes.
Além disso, as peças em material compósito oferecem características mecânicas pelo menos iguais àquelas das peças metálicas e são netamente mais ligeiras que estas últimas.
Entretanto, a utilização dos materiais compósitos para realizar as partes da estrutura pode-se revelar problemática em certos casos, particularmente quando as mencionadas partes são colocadas em zonas susceptíveis de serem submetidas a temperaturas elevadas, por exemplo, superiores a 500°C. Esse é particularmente o caso da estrutura traseira da entrada de ar. A tais temperaturas, as peças realizadas em material compósito a base de resina orgânica perdem suas características mecânicas e estruturais, e se tornam porosos, o que não é aceitável para tais elementos.
Uma primeira solução consiste em não utilizar materiais compósitos para realizar esses elementos, e sim utilizar 10
25
30
35
titânio. Mesmo quando as peças conservam suas características mecânicas e estruturais a temperaturas elevadas, essa solução não permite reduzir a massa da aeronave e conduz a custos de realização e exploração
muito elevados.
Uma outra solução consiste em utilizar materiais compósitos da técnica anterior e recobrir as superfícies susceptíveis de serem submetidas a temperaturas elevadas com um isolante térmico, igualmente chamado de tela para- fogo. Segundo o exemplo ilustrado na Figura 2, a estrutura traseira 12 é obtida em material compósito e recoberto da tela para-fogo 20 para proteger as faces em material compósito susceptíveis de serem submetidas a
temperaturas elevadas. Segundo uma primeira variante, a tela para-fogo pode ser composta de uma lã de vidro ou de rocha intercalada entre duas lâminas metálicas de manutenção. Segundo uma outra variante, a tela para-fogo pode ser constituída de
revestimento de silicone. No caso do quadro traseiro, este último compreende igualmente uma rédea 22 para um tubo 24 previsto para o sistema de descongelamento do beiço 26 da entrada de ar que utiliza o ar retirado no motor a uma temperatura elevada. Para proteger a estrutura traseira em material compósito, é necessário prever um isolante 28 entre o beiço e o mencionado quadro.
Conseqüentemente, a utilização de um material compósito segundo a técnica anterior não é satisfatória, pois ela complica a realização do elemento de estrutura devido à adição de elementos isolantes tais como, para-fogos e o decorrente ganho de massa do uso de material compósito são praticamente anulado pela presença de para-fogos. Sumário da invenção
Assim a presente invenção visa remediar os inconvenientes da técnica anterior propondo uma estrutura traseira de uma entrada de ar de uma nacela de aeronave mais ligeiro, susceptível de conservar suas características mecânicas e estruturais a temperaturas elevadas. Para isso, a invenção tem por objeto uma estrutura traseira de uma entrada de ar de uma nacela de uma aeronave caracterizado por ser realizado parcialmente em material compósito a base de uma resina geopolimérica reforçada por fibras, e compreende pelo menos um parte circundando um orifício previsto para a passagem de um sistema de sistema de descongelamento em material compósito a base de uma resina geopolimérica reforçada por fibras e pelo menos uma outra parte metálica. Descrição das figuras
Outras características e vantagens serão mais bem vistas a partir da descrição que se segue da invenção, descrição dada a título de exemplo unicamente, com referência às Figuras anexadas, nas quais:
A Figura 1 é um corte longitudinal de uma entrada de ar de uma nacela de aeronave compreendendo um elemento de estrutura chamado de estrutura traseira segundo a técnica anterior;
A Figura 2 é um corte ilustrando em detalhes uma estrutura traseira segundo a técnica anterior, A Figura 3 é um corte longitudinal de uma entrada de ar de uma nacela de aeronave compreendendo um elemento de estrutura chamada estrutura traseira segundo a invenção; e
A Figura 4 é um corte ilustrando em detalhes uma estrutura traseira segundo uma outra variante da invenção.
Descrição da invenção
Na Figura 3, tem-se representada em 30 uma entrada de ar de uma nacela de aeronave. Essa entrada de ar compreende um revestimento 32 chamado de interior susceptível de estar em contato com os fluxos aerodinâmicos circulando no interior da nacela e um revestimento 34 chamado de exterior susceptível de estar em contato com os fluxos aerodinâmicos circulando no exterior da nacela. 0 revestimento interior 32 pode compreender um painel ou revestimento acústico 36. Os revestimentos interiores e exteriores não são mais detalhados, pois eles são conhecidos pelos especialistas.
A entrada de ar 30 compreende um elemento de estrutura, chamado de estrutura traseira 38 ligando o revestimento interior 32 e o revestimento exterior 34 e assegurando a retomada dos esforços de flexão, de rotação ou outros que se aplicam na entrada de ar tais como, por exemplo, o peso da entrada de ar, os esforços induzidos pelo escoamento aerodinâmico.
Essa estrutura traseira 38 pode compreender uma abertura no nivel da qual é previsto uma rédea 4 0 suportando um tubo 44 previsto para um sistema de descongelamento do beiço 46 da entrada de ar 30 que utiliza o ar retirado no motor a uma temperatura elevada.
Segundo a invenção a estrutura traseira 38 é obtida pelo menos parcialmente em material compósito compreendendo uma resina geopolimérica reforçada por fibras. Para obter um material susceptível de conservar sua resistência mecânica a alta temperatura, utiliza-se uma resina geopolimérica do tipo silicato (xSi02, AlO2) , na qual χ é compreendido entre ou igual a 1,75 e 50. Vantajosamente, utiliza-se a resina comercializada sob a denominação MEYEB pela sociedade Cordi para geopolímeros. Por resina geopolimérica entende-se uma resina geopolimérica ou uma mistura de resinas geopoliméricas. Segundo as aplicações, as fibras podem ter diferentes secções e podem ser realizadas, a partir de diferentes materiais tais como, por exemplo, de carbono, grafite, basalto, aramida ou vidro.
As fibras podem estar sob a forma de um tecido, de um não tecido ou de um tapete.
Para poder serem utilizadas ulteriormente, essas fibras são geralmente recobertas. Em efeito, no momento de sua elaboração, o estado de superfície dessas fibras está degradado o que prejudica a adesão das resinas orgânicas. Além disso, a manipulação das fibras no estado bruto, no momento de uma operação de tecelagem, por exemplo, é delicada devido às fibrilas se destacando do facho principal. Assim, as fibras secas são tratadas para restaurar o estado de superfície em seguida recoberta de uma resina orgânica favorecendo a adesão química para uma impregnação ulterior. Esse recobrimento é chamado de ensimagem. As fibras comercializadas ensimadas são lisas e estão prontas para serem utilizadas. A quantidade de ensimagem é relativamente fraca em relação à fibra e está na ordem de apenas 1% em massa da fibra ensimada. Ademais, a natureza da resina orgânica utilizada para a ensimagem pode variar de um fabricante para outro. Para favorecer a aderência da matriz em resina geopolimérica com as fibras, é necessário retirar pelo menos parcialmente a ensimagem, as resinas orgânicas e as resinas geopoliméricas não sendo miscíveis.
A retirada da ensimagem para um tratamento térmico ou químico permite a utilização de tecidos amplamente comercializados. Segundo um modo de concretização, a retirada da ensimagem é realizada graças a um tratamento térmico consistindo em aquecer as fibras até que a temperatura de degradação térmica da resina, para que esta última não se adira mais às fibras. Vantajosamente, o tratamento térmico se efetua sob atmosfera inerte.
Esse tratamento permite tratar a maioria das fibras comercializadas mediante um eventual ajuste da temperatura e/ou do ciclo de temperatura à qual são submetidas às fibras ensimadas. Isto permite um tratamento relativamente rápido, da ordem de alguns minutos.
As temperaturas de degradação térmica das resinas utilizadas para a ensimagem sendo muito próximas da temperatura de oxidação das fibras de carbono, então convém determinar a temperatura e/ou o ciclo de temperatura à qual as fibras são submetidas. Em efeito, uma degradação muito importante das fibras conduziria à redução, fortemente, das características do produto obtido.
Geralmente, o fim do período de retirada da ensimagem corresponde ao início do período de degradação das fibras.
Um bom compromisso para obter uma aderência satisfatória e uma degradação limitada das fibras consiste em retirar entre 50% e 90% da ensimagem.
Para determinar a temperatura de aquecimento, realiza-se um ensaio em uma amostra. Graças a uma análise por gravimetria térmica (ATG) associada ou não a uma espectrografia de massa, é possível identificar o composto utilizado para a ensimagem e determinar as temperaturas de início e de finalização da retirada assim como a massa subtraída.
O tratamento térmico consiste então em aquecer o produto sob atmosfera inerte ocupando-se de manter a temperatura média do forno no garfo determinado no momento da análise por gravimetria térmica. Um controle final de perda de massa permite validar o processo.
Segundo outro modo operacional, a retirada da ensimagem pode ser realizada graças a um tratamento químico, especialmente utilizando um solvente.
Previamente, é necessário identificar o composto utilizado para a ensimagem a fim de escolher o solvente. Essa identificação pode ser conduzida por uma análise por gravimetria térmica. O método químico é relativamente simples de ser aplicado e necessita de pelo menos um banho de solvente como o cloreto de metileno, por exemplo. A duração do tratamento é determinada em função particularmente do composto utilizado para a ensimagem. Para reduzir a duração do tratamento, um bom compromisso para obter uma aderência satisfatória e uma duração de tratamento limitada consiste em retirar entre 50% e 90% da ensimagem.
Segundo uma outra característica da invenção, para melhorar a impregnação das fibras, realiza-se uma adição de água na resina, da ordem de 3 a 7% em volume para melhorar a fluidez da mencionada resina e obter uma homogeneização da migração da mencionada resina nas fibras. Essa adição de água é em suplementação, em relação à quantidade de água recomendada pelo fabricante da resina.
0 quadro 38 concretizado pelo menos parcialmente com um material compósito a base de uma resina geopolimérica resiste às temperaturas elevadas e conserva suas características estruturais e mecânicas. Essa solução permite um ganho real de massa, pois não é necessário nenhum pára-fogo para proteger do calor as faces da estrutura traseira 38, nem isolante intercalado entre a rédea 40 e o mencionado quadro. Δ estrutura traseira 38 tem uma forma anular se estendendo além do revestimento interior 32 até o revestimento exterior 34 com os meios de ligação 48 no revestimento interior e os meios de ligação 50 no revestimento exterior. Para permitir a passagem do sistema de descongelamento do beiço 46, um orifício é arranjado em essa forma anular para receber uma rédea 40. Segundo um modo de concretização, os meios de ligação 48 apresentam-se sob a forma de pelo menos uma borda dobrada 52 da estrutura traseira 38, emplacada contra o revestimento interior e sujeita a este último através de todos os meios apropriados.
Segundo um modo de concretização, os meios de ligação 50 têm uma forma em T 54 cuja cabeça é assegurada através de todos os meios apropriados ao revestimento exterior e cujo pé é assegurado através de todos os meios apropriados ao quadro.
Os meios de ligação 48 e 50 não estão limitados a esses modos de concretização. Outras soluções são imagináveis. A estrutura traseira 38 é concretizada parcialmente em material compósito a base de uma resina geopolimérica reforçada por fibras, pelo menos a parte circundando um orifício previsto para a passagem de um sistema de descongelamento sendo em material compósito a base de uma resina geopolimérica reforçada por fibras e pelo menos uma outra parte sendo metálica para poder se deformar e absorver a energia em caso de um choque. Como ilustrado na Figura 5, A estrutura traseira compreende duas partes concêntricas, uma primeira parte anular 56 em material compósito a base de uma resina polimérica em contato com o revestimento exterior 34 e uma segunda parte anular 58 metálica em contato com o revestimento 32, as duas partes 56 e 58 estando ligadas através de todos os meios apropriados, particularmente as bordas dobradas 60 previstas no nivel de cada uma das partes, solidárias. Essa solução é privilegiada quando a nacela compreende um ventilador de grande diâmetro e a energia de uma pá no momento de uma ruptura é importante. A parte metálica 58, da estrutura traseira, pode se deformando, absorver uma parte dessa energia.
Naturalmente, a invenção não está limitada ao modo de concretização representado e descrito acima, mas pelo contrário ela engloba todas as variantes.

Claims (4)

1. Estrutura traseira de uma entrada de ar de uma nacela de aeronave, caracterizado pelo fato de ser realizado a partir de um material compósito a base de uma resina geopolimérica reforçada por fibras, compreendendo pelo menos uma parte (56) circundando um orifício previsto para a passagem de um sistema de descongelamento em material compósito a base de uma resina geopolimérica reforçada por fibras e pelo menos uma parte metálica (58) .
2. Estrutura traseira de uma entrada de ar de uma nacela de aeronave, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de compreender duas partes concêntricas, uma primeira parte anular (56) em material compósito a base de uma resina geopolimérica reforçada por fibras em contato com o revestimento exterior (34) da nacela e uma segunda parte anular (58) metálica em contato com a parte interior (32) da nacela.
3. Estrutura traseira de uma entrada de ar de uma nacela de aeronave de acordo com a reivindicação 1 ou 2, caracterizado pelo fato de ser realizado a partir de um material compósito a base de fibras submergidas em uma resina geopolimérica de tipo silicato (xSiC>2, AlO2) , na qual χ é compreendido entre ou igual a 1,75 e 50.
4. Estrutura traseira de uma entrada de ar de uma nacela de aeronave de acordo com a reivindicação 3, caracterizado pelo fato de as fibras terem passado pelo menos parcialmente por processo de retirada da ensimagem, previamente à impregnação com a resina geopolimérica.
BRPI0714253-6A2A 2006-08-04 2007-07-30 estrutura traseira de uma entrada de ar de uma nacela de aeronave BRPI0714253A2 (pt)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0653291A FR2904604B1 (fr) 2006-08-04 2006-08-04 Element de structure d'un aeronef
FR0653291 2006-08-04
PCT/FR2007/051751 WO2008015362A1 (fr) 2006-08-04 2007-07-30 Element de structure d'un aeronef

Publications (1)

Publication Number Publication Date
BRPI0714253A2 true BRPI0714253A2 (pt) 2013-06-18

Family

ID=37895996

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
BRPI0714253-6A2A BRPI0714253A2 (pt) 2006-08-04 2007-07-30 estrutura traseira de uma entrada de ar de uma nacela de aeronave

Country Status (11)

Country Link
US (1) US20090314899A1 (pt)
EP (1) EP2046638B1 (pt)
JP (1) JP5031834B2 (pt)
CN (1) CN101535122B (pt)
AT (1) ATE481313T1 (pt)
BR (1) BRPI0714253A2 (pt)
CA (1) CA2659821A1 (pt)
DE (1) DE602007009256D1 (pt)
FR (1) FR2904604B1 (pt)
RU (1) RU2438923C2 (pt)
WO (1) WO2008015362A1 (pt)

Families Citing this family (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2936776A1 (fr) * 2008-10-08 2010-04-09 Aircelle Sa Structure d'entree d'air de nacelle
FR2966128B1 (fr) * 2010-10-15 2013-06-14 Airbus Operations Sas Nacelle d'aeronef incorporant une zone de jonction continue entre une paroi exterieure et un cadre avant et/ou un cadre arriere
FR2966126B1 (fr) 2010-10-15 2013-06-28 Airbus Operations Sas Nacelle d'aeronef incorporant un cadre arriere incline vers l'arriere
FR2976556B1 (fr) 2011-06-17 2013-12-27 Airbus Operations Sas Entree d'air d'une nacelle d'aeronef incorporant une levre renforcee avec un systeme de degivrage par effet joule
FR2978731B1 (fr) * 2011-08-05 2014-05-02 Airbus Operations Sas Nacelle d'aeronef incorporant un anneau de renfort.
FR2981049B1 (fr) * 2011-10-07 2014-04-11 Aircelle Sa Procede de fabrication d'un panneau d'absorption acoustique
FR2998548B1 (fr) * 2012-11-23 2015-01-30 Airbus Operations Sas Nacelle d'aeronef comprenant une liaison renforcee entre une entree d'air et une motorisation
FR3000463B1 (fr) * 2012-12-27 2016-02-05 Eads Europ Aeronautic Defence Dispositif d'absorption d'energie pour element de structure d'aeronef
FR3041937B1 (fr) * 2015-10-05 2017-10-20 Airbus Operations Sas Structure compartimentee pour le traitement acoustique et le degivrage d'une nacelle d'aeronef et nacelle d'aeronef incorporant ladite structure
US10189572B2 (en) * 2016-05-02 2019-01-29 The Boeing Company Systems and methods for preventing ice formation on portions of an aircraft
FR3083265A1 (fr) * 2018-06-29 2020-01-03 Airbus Operations Structure d'entree d'air pour une nacelle d'aeronef comportant un element amortisseur de chocs
FR3084648B1 (fr) * 2018-08-03 2020-07-17 Safran Nacelles Procede de traitement contre le givre de piece d’aeronef
US11408341B2 (en) * 2018-11-05 2022-08-09 Rohr, Inc. Anti-icing system for an aircraft nacelle
CN109606708B (zh) * 2018-12-03 2022-04-08 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种小尺寸进气道结构制备方法
US11220344B2 (en) * 2018-12-17 2022-01-11 Rohr, Inc. Anti-ice double walled duct system
PL3932801T3 (pl) 2020-06-30 2022-09-19 Airbus Helicopters Deutschland GmbH Wiropłat z układem przegrody przeciwogniowej
EP4001105B1 (en) 2020-11-20 2023-07-05 Airbus Helicopters Deutschland GmbH A stiffener skeleton for a firewall arrangement of a rotary wing aircraft
EP4071046B1 (en) 2021-04-09 2023-06-07 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH A rotary wing aircraft with a firewall arrangement

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
AU581684B2 (en) * 1984-10-08 1989-03-02 Short Brothers Plc Duct for hot air
IL78786A0 (en) * 1985-06-03 1986-08-31 Short Brothers Plc Duct for hot air
FR2757823B1 (fr) * 1996-12-26 1999-03-12 Aerospatiale Nacelle de turboreacteur a ecoulement laminaire
US5925449A (en) * 1996-12-26 1999-07-20 Davidovits; Joseph Method for bonding fiber reinforcement on concrete and steel structures and resultant products
RU2210523C1 (ru) * 2001-12-14 2003-08-20 Открытое акционерное общество "Авиационный комплекс им. С.В. Ильюшина" Гондола силовой установки летательного аппарата
FR2838733B1 (fr) * 2002-04-18 2004-06-25 Joseph Davidovits Procede d 'obtention de resines geopolymeriques liquides pretes a l'emploi et produits realises par le procede
US6725645B1 (en) * 2002-10-03 2004-04-27 General Electric Company Turbofan engine internal anti-ice device
RU2279998C2 (ru) * 2002-11-18 2006-07-20 Открытое акционерное общество "Авиационный комплекс им. С.В. Ильюшина" Воздухозаборник двигателя летательного аппарата
FR2859992B1 (fr) * 2003-09-24 2005-10-21 Commissariat Energie Atomique Procede de preparation par sol-gel d'un materiau composite a matrice vitroceramique d'aluminosilicate de lithium
FR2868123B1 (fr) * 2004-03-29 2006-06-23 Airbus France Sas Structure d'entree d'air pour moteur d'aeronef
US7210611B2 (en) * 2004-10-21 2007-05-01 The Boeing Company Formed structural assembly and associated preform and method
US7721525B2 (en) * 2006-07-19 2010-05-25 Rohr, Inc. Aircraft engine inlet having zone of deformation
US7900872B2 (en) * 2007-12-12 2011-03-08 Spirit Aerosystems, Inc. Nacelle inlet thermal anti-icing spray duct support system

Also Published As

Publication number Publication date
CN101535122B (zh) 2012-06-27
CN101535122A (zh) 2009-09-16
JP5031834B2 (ja) 2012-09-26
US20090314899A1 (en) 2009-12-24
FR2904604B1 (fr) 2009-02-27
JP2009545695A (ja) 2009-12-24
ATE481313T1 (de) 2010-10-15
EP2046638B1 (fr) 2010-09-15
FR2904604A1 (fr) 2008-02-08
RU2009107697A (ru) 2010-09-10
WO2008015362A1 (fr) 2008-02-07
DE602007009256D1 (de) 2010-10-28
EP2046638A1 (fr) 2009-04-15
CA2659821A1 (en) 2008-02-07
RU2438923C2 (ru) 2012-01-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
BRPI0714253A2 (pt) estrutura traseira de uma entrada de ar de uma nacela de aeronave
BRPI0714252A2 (pt) conduto integrado em uma tubulaÇÕ de aeronave e tubulaÇço de aeronave
CN103411098B (zh) 一种耐高温一体化刚性隔热构件及其制备方法
Zheng et al. Biomimetic architectured Kevlar/polyimide composites with ultra-light, superior anti-compressive and flame-retardant properties
JP6619341B2 (ja) 複合材でできたファンケーシングの耐火
BRPI0924073A2 (pt) manta de isolamento de fibras inorgânicas biossolúveis substancialmente não expansiva de alta resistência
JPH0454015B2 (pt)
BR112017024871B1 (pt) Conjunto de anel de turbina, e, motor de turbina
BRPI0917566A2 (pt) dipsositivo de fixação de chamas para pós-combustão de um turborreator de fluxo duplo e turborreator de fluxo duplo de pós-combustão
CN106628110B (zh) 一种新型烧蚀隔热功能分区的整体式异型防热结构
BRPI0621913B1 (pt) procedimento para fabricar uma peça de um material composto para estrutura aeronáutica
JP5714714B2 (ja) 風力発電装置用の加熱装置を備えたロータブレード
JP2008064312A (ja) 断熱ブランケットの修復方法、メタライズ織物を下地層に再接合する方法、および断熱ブランケットの補修キット
BR112014030181B1 (pt) Porção de estator de turbom£quina anular, e, estator de turbomáquina
JP2631497B2 (ja) 航空機エンジン用導管路及びその製法
US12487422B2 (en) Optical-fiber-embedded and FRP-wrapped SMA composite bar with force sensing, stress driving and structural reinforcement integrated
BRPI0517330A (pt) reforço de envoltório de ventilador em um motor a jato de turbina a gás
BR112016014210B1 (pt) Cárter de turbina a gás feito de material compósito de matriz orgânica, motor aeronáutico com turbina a gás, e, aeronave
BRPI0618503A2 (pt) sistema de detecção e de localização de água em uma estrutura prensada de aeronave
CN215243330U (zh) 一种新型城市绿化用防寒无纺布
CN220065035U (zh) 一种防水型不干胶标签
CN205373268U (zh) 真空干燥机
CN223623714U (zh) 用于将热电偶固定在热压罐内的固定装置和热电偶组件
CN210239759U (zh) 一种耐高温隔热套
KR100231330B1 (ko) 균일한 응력분포를 가지는 내압용기 및 그것의 제조방법

Legal Events

Date Code Title Description
B25A Requested transfer of rights approved

Owner name: AIRBUS OPERATIONS SAS (FR)

B08F Application dismissed because of non-payment of annual fees [chapter 8.6 patent gazette]

Free format text: REFERENTE A 11A ANUIDADE.

B08K Patent lapsed as no evidence of payment of the annual fee has been furnished to inpi [chapter 8.11 patent gazette]

Free format text: EM VIRTUDE DO ARQUIVAMENTO PUBLICADO NA RPI 2473 DE 29-05-2018 E CONSIDERANDO AUSENCIA DE MANIFESTACAO DENTRO DOS PRAZOS LEGAIS, INFORMO QUE CABE SER MANTIDO O ARQUIVAMENTO DO PEDIDO DE PATENTE, CONFORME O DISPOSTO NO ARTIGO 12, DA RESOLUCAO 113/2013.