专利名称：用于防火检测系统的支承装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种用于安装在飞机发动机和与其相关的推力换向器之间的支承装置，这种装置配有能够支承至少一个做成毛细管形状的防火检测部件的支承用具。
使用防火检测系统来尽早报告影响飞机上的一台发动机的火灾已是公知技术。在任何情况下，每个防火检测系统一方面包括连接到固定部件的支承装置，另一方面，还包括以毛细管的形式制造的至少一个防火检测部件。该防火检测部件受到包含在支承装置之内的一种支承用具的支承。一种防火检测系统与另一种防火检测系统的支承装置有所不同，这取决于它是设计成连接到发动机组件的固定部件上，还是连接到定位在发动机周围的推力换向器的固定部件上。
如果支承装置固定在发动机上，支承用具由能够耐受外壳内部产生的高温的金属箍组成。然而，这种类型的连接被认为是不能令人满意的，因为毛细管会因环管的摩擦而受到破坏。
如果支承装置固定在推力换向器上，则支承用具或者可使用环管或者可使用带有连接槽的聚四氟乙烯(PTFE)环状物。然而，如果环管由金属制成，会产生进一步的问题，即，与检测部件相接触的环管的那部分会起到热桥的作用，该热桥不仅能够破坏推力换向器的结构，而且会使所述检测部件出现偏差。另外，如果检测系统置于发动机之上，由于其不好的耐热性，所以不能使用聚四氟乙烯环状物，由此产生的问题是检测部件不能在任何情况下都能保持在适当的位置，因为检测部件可能会偶尔从它先前所嵌入的连接槽中脱离出来。
本发明的目的是解决上面所述的问题，为此，它提供了一种设计成安装于飞机发动机和与其相关的推力换向器之间的支承装置，该支承装置配备有能够支承以毛细管形式制造的至少一个防火检测部件的支承用具，所述装置的特征在于，该支承用具包括至少两个保持构件，所述两个保持构件能够以可拆开的方式组装在一起。
因此，在根据本发明所述的支承装置中，保持构件能够夹持住每个毛细管并防止其意外脱离。而且，根据防火检测系统的位置，可以选择适宜于支承用具的材料。因此，如果将防火检测系统安装于发动机上，保持构件可采用金属制成以耐受周围环境的温度。另一方面，如果将这样的防火检测系统安装于推力换向器之上，保持构件可优选采用低密度和低导热性的材料制成以防止热桥的产生，因为热桥不仅会破坏由复合材料制成的推力换向器的部件，而且会使检测部件的检测出现偏差。
有利的是，支承用具包括两个保持构件，其中的每个都做成半圆柱形的本体。同样有利的是，每个本体都具有平的面，该平的面上设有使得防火检测毛细管能够置于其中的至少一个纵向沟槽。
优选的是，每个本体都具有侧壁，在侧壁中形成有纵向凹陷(recess)，每个凹陷都可被两个端部台肩围住。
在本发明的一个优选实施方案中，支承装置包括可被安置于保持构件周围的至少两个金属壳。如果保持构件采用具有不好的导热性并且遇到火容易被破坏的材料制成，采用本发明对该情况尤其有利。如果这种情况发生，两个金属壳将形成坚固的模子以将保持构件和检测部件包围在其中。而且，由于这些金属壳与检测部件从不接触，所以没有可能产生热桥。有利的是，每个金属壳都被制成为能安装在保持构件的外围的一部分的零件。同样优选的是，这种类型的支承装置还包括能够布置成至少部分地环绕金属壳的夹箍，每个金属壳可包括使夹箍能够部分嵌入其中的至少一个槽。
根据本发明的支承装置优选地包括弹簧夹。上述保持构件，或者如果条件合适，由保持构件和壳组成的组装件可接合在该弹簧夹内。还优选的是，弹簧夹支承在安装于固定板上的中间支架上。如果这个支承装置安装在推力换向器上，特别是在推力换向器具有复合结构的情况下，可将绝热罩置于弹簧夹和中间支架之间。这个绝热罩实际上可以是传统上固定于推力换向器的面板的内表面的那些绝热罩中的一种。另外，优选地，可使用穿过中间支架的缆绳将弹簧夹连接到固定板。
根据下面的文字描述并参照相关的附图，本发明将会得到很好地理解，其中
图1是固定有几个本发明所述支承装置的推力换向器面板的局部视图，其中几个支承装置由检测部件相互连接在一起；图2是本发明所述支承装置的分解立体视图；图3是穿过图2中所示的支承装置的夹箍的横断面图；图4是根据本发明优选实施方案所述的另一种支承装置的立体图，但是其中省略了绝热罩和固定板；图5是穿过图4中所示的支承装置的夹箍的横断面图。
如图1所示，安装在推力换向器上的防火检测系统一方面包括相互分开并固定在所述推力换向器的面板2中的支承装置1；另一方面，该系统还包括两个检测部件，每个检测部件都由毛细管3组成。这一类面板2通常由复合材料制成。
更具体地说，如图2和图3所示，按照本发明的支承装置1是由通过例如粘接剂固定于推力换向器面板2的固定板4形成的。该固定板4具有朝向发动机的中央支柱7(孔8穿过该中央支柱7)以及朝着与中央支柱7的方向相反的方向、并用于插入面板2上所形成的凹槽6之内的定位销5。
然后，把具有两个自由端的缆线9穿过固定板4的中央支柱7的孔8。在所述固定板4的顶端设有一个具有中央通道31的中间支架10，具有两个自由端的缆线9从中央通道31中穿过。中间支架10可由例如压缩的金属毡或硅树脂制成，它大致呈具有圆形的底座的，切去顶端的圆锥体形状。更确切地说，中间支架10用这种方式来定位，即，它朝向构成发动机的热源(图中未显示)的表面积最小，结果，就减少了从热源传递给冷源的热量，而上述冷源就是推力换向器的面板2。
然后，把绝热罩11覆盖在中间支架10上。更确切地说，是把中间支架10装在外罩11内部的凹座12中，该凹座12与中间支架10是形状互补的。
然后，把具有底座14的弹簧夹13放置在绝热罩11上，并使用例如焊接、咬合固定或铆接的方式将其固定在绝热罩11上。底座14包括中央孔15和两个圆形断面的弹性侧臂16。然后，把有两个小孔的垫圈17放置在底座14的孔15的上方。然后，把缆线9的两个自由端穿过弹簧夹13上的孔15，并分别穿过垫圈17上的一个小孔，最后，把这两个自由端缠绕在一起，结果，在垫圈17和弹簧夹13的底座14的作用下，就能把绝热罩11和中间支架10压紧在面板2上。
这种类型的支承装置1还包含有支承用具，这个支承用具由两个同样的，都是半圆柱体的保持构件18组成。每一个保持构件18都有一个平坦面19和一个圆形截面的侧壁，在平坦面19上有两条纵向平行的沟槽20，在侧壁上凹进两个相对的纵向凹陷21，从而形成两个凸起40。这些凹陷21的横截面形状呈圆形，并且各凹陷都被两个端部台肩22所包围，而一条中央横向凹槽24横向穿过各凸起40。
因此，当要将毛细管3连接在支承装置1上时，第一步就是将各毛细管3放入一个保持构件18的相应的沟槽20内。然后，再把第二保持构件18放置在第一保持构件上，并使第一保持构件18的沟槽20与第二保持构件18的相应的沟槽20形成一条通道。这样，当把两个保持构件合在一起时，这两个保持构件18就形成了一个圆柱体，两个金属壳25可以布置成围绕着这个圆柱体的一部分。
各金属壳25都具有与凹陷21大致相同的长度，各金属壳25都有两条中央横向开缝26，并且在总体形状上是与所述圆柱体互补的。更确切地说，各金属壳25都具有分别位于中央圆形横截面部分28两侧的两个端部边缘27，该中央圆形横截面部分28与由两个相接的凹陷所形成的圆柱体的一部分侧壁接触，其中的一个凹陷位于第一半圆柱体18上，另一个则位于第二半圆柱体18上。然后，用夹箍29把这两个金属壳25固定在圆柱体上，夹箍29包围着上述金属壳25，并设计成能卡在金属壳25的开缝26内以及至少能卡在其中一个圆柱体18的凹槽24中。此时，毛细管3将被卡在圆柱体18和金属壳25之内，并且最终组装成的部件被推入弹簧夹13的两条侧臂16之间的区域内。所述侧臂16设计成环绕着所述金属壳25。如图2中更加详细表示的，每条侧臂16都有能把夹箍29卡在其中的小凹陷30。在这样定位好了之后，就能用包围弹簧夹13的侧臂16的两个端部台肩22来防止圆柱体的横向移动。
因此，这一类支承装置1是具有由两个组装起来又能拆开的保持构件组成的支承装置，因而，只要先将弹簧夹13的两条侧臂16分开，再将夹箍29抽出，两个组装起来的本体18就能互相分开。
图4和图5示出了本发明优选实施方案所述的另一种支承装置101。支承装置1和支承装置101中的相同的部件都采用相同的标号表示。然而，在这种支承装置101中，用金属缆绳109取代缆线9以用于将弹簧夹13固定在固定板4上。一方面，该缆绳109具有一个增大的第一末端110，该末端110卡在形成于连接到固定板4的中央支柱107内的凹槽中。另一方面，金属缆绳109具有一个穿过垫圈117上的单个小孔的第二末端111。最后，一个圆环112绕在第二末端111上，这个环形部分112的横截面比垫圈117上的小孔的开口大。
以上结合具体实施例对本发明进行了说明，但，很明显，无论如何，本发明并不是仅限于这几个实施例，本发明应该包括所描述的装置的所有技术上的等同物，这些等同物都应该包括在本发明的范围内。
权利要求
1.一种用于安装在飞机发动机和与其相关的推力换向器之间的支承装置(1，101)，所述支承装置配备有能够支承以毛细管(3)形式制造的至少一个防火检测部件的支承用具，所述装置的特征在于，所述支承用具包括至少两个保持构件(18)，所述两个保持构件能够以可拆开的方式组装在一起。
2.如权利要求1所述的支承装置(1，101)，其特征在于，所述支承用具包括两个保持构件，各保持构件都制造成半圆柱体(18)的形状。
3.如权利要求2所述的支承装置(1，101)，其特征在于，各半圆柱体(18)都有一个平坦面(19)，在平坦面(19)上设有至少一条能够把防火检测毛细管(3)置于其中的纵向沟槽(20)。
4.如权利要求2或3所述的支承装置(1，101)，其特征在于，各半圆柱体(18)都在其侧壁上形成有纵向凹陷(21)。
5.如权利要求4所述的支承装置(1，101)，其特征在于，各所述纵向凹陷由两个端部台肩(22)将其包围。
6.如权利要求1-5中的任何一项权利要求所述的支承装置(1，101)，其特征在于，它包括至少两个能够布置在上述保持构件(18)周围的金属壳(25)。
7.如权利要求6所述的支承装置(1，101)，其特征在于，各金属壳(25)都被制造成为能安装在所述保持构件(18)的外围的一部分的零件。
8.如权利要求6或7所述的支承装置(1，101)，其特征在于，它包括有定位成至少能够包围所述金属壳(25)的一部分的夹箍(29)。
9.如权利要求8所述的支承装置(1，101)，其特征在于，各金属壳(25)至少包括一条能让所述夹箍(29)的一部分嵌入的开缝(26)。
10.如权利要求1-9中的任何一项权利要求所述的支承装置(1，101)，其特征在于，它包括有能与上述保持构件(18)接合的弹簧夹(13)。
11.如权利要求10所述的支承装置(1，101)，其特征在于，所述弹簧夹(13)支承在安装于固定板(4)上的中间支架(10)上。
12.如权利要求11所述的支承装置(1，101)，其特征在于，所述弹簧夹(13)通过穿过上述中间支架(10)的缆线(109)接附在所述固定板上。
全文摘要
本发明涉及一种支承装置(1)，这种支承装置设计成安装于飞机发动机和与其相关的推力换向器之间，该支承装置配备有能够支承以毛细管形式制造的至少一个防火检测部件的支承用具。本发明的特征在于，该支承用具至少两个保持构件(18)，所述两个保持构件能够以可拆开的方式组装在一起。
文档编号B64D33/00GK1890502SQ200480036530
公开日2007年1月3日 申请日期2004年11月29日 优先权日2003年12月11日
发明者丹尼·格卢瓦, 雅尼克·拉米 申请人:埃尔塞乐公司