专利名称：飞行器防火壁的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种用于飞行器的防火壁，具体地说涉及一种用于旋翼飞行器的防 火壁。
背景技术：
旋翼飞行器具有至少一个涡轮轴发动机，该涡轮轴发动机通过主传动齿轮箱来 工作以将动力传送到旋翼，用于提供上升力也可用于提供推进力。主齿轮箱和发动 机分别容纳在第一和第二舱室中，防火壁通常设置在旋翼飞行器的结构中以将第一 和第二舱室隔开。因此，假如发动机意外地在第二舱室中着火，则火焰通常不会扩 散到包含主齿轮箱的第一舱室内。在已知的现有技术中，防火壁是由钢或钛制成的金属壁来构成的，例如为了防 止火焰扩散。在正常的操作中，当发动机的排气喷嘴远离主齿轮箱时，防火壁面向主齿轮箱的冷面达到最高约18(TC的温度，或者当发动机的排气喷嘴靠近主齿轮箱时，该冷 面处于300"C至40(TC的范围内。特别是应用于包含主齿轮箱的机械舱室的旋翼飞行器认证标准是尤其苛刻的， 必须尽最大可能地减小机械舱室的火灾危险性。发明内容本发明因此设法提供一种飞行器防火壁，该防火壁尤其可防止在敏感的机械舱 室中，例如在旋翼飞行器包含主齿轮箱的舱室中着火。根据本发明， 一种飞行器防火壁将飞行器的第一和第二舱室隔开，第一舱室包 含多个部件。该防火壁的显著之处在于，该防火壁设有插入飞行器的结构中且具有 面向所述第一舱室的第一表面的第一壁，且该防火壁还设有调节装置，该调节装置 用于将第一壁的所述第一表面的最高温度保持在低于包含在第一舱室中的所述部 件的自燃温度的预定温度值。
当飞行器是旋翼飞行器时，传动齿轮箱有利地设置在第一舱室中，且涡轮轴发 动机设置在第二舱室中。防火壁因此通常设有例如由金属制成的第一壁，用于防止可能在第二舱室中发 生的火灾扩散入第一舱室。此外，申请人惊奇地发现，对于防火壁来说，高的壁温很容易引起火灾。可以设想，在上述的例子中防火壁达到约40(TC的高温。假如诸部件中的一个具有低于 防火壁温度的自燃温度，则该部件就会有着火的危险。假如主齿轮箱设置在第一舱 室中，漏油会导致油喷射到防火壁上，并因此导致起火。根据本发明，防火壁设有调节装置，用于将第一壁的第一表面保持在低于第一 舱室中的各部件(例如，油)的自燃温度的温度，根据连续的基准，该温度有利地 位于30(TC至310。C的范围内。该防火壁因此以新颖的方式工作以防止火焰从一个飞行器舱室扩散到另一个， 也防止由于第一舱室中的部件和防火壁之间的接触而起火。在第一实施例中，为了将第一壁的第一表面保持在所需温度，调节装置包括用 于第一壁的热防护装置。在第二实施例中，调节装置包括插入飞行器结构中的第二壁，从而所述第一和 第二壁分别靠近第一和第二舱室，所述第二壁可选择地包括热防护装置。容易理解， 可同时应用这两个实施例。防火壁因此具有插入第一和第二舱室之间的飞行器结构中的第一和第二壁，防 火壁的第一和第二壁形成内部空间。第一壁与第二舱室由第二壁和所述空间来隔 开，从而其第一表面的温度得以降低。此外，有利的是，由防火壁的第一和第二壁形成的内部空间具有穿过其的冷空 气流，所述冷空气流通过至少一个入口孔进入所述内部空间且通过至少一个出口孔 来排出，从而使所述防火壁通风。这种通风可冷却第一壁的第一表面的温度。为了 优化该装置，冷空气流来自于飞行器外的周围空气，所述空气处于能使防火壁得以 冷却的温度。在本发明的一种形式中，入口孔形成为穿过防火壁的第一和第二壁之间的飞行 器结构。在可与前述的形式相关联使用的另一形式中，出口孔形成为穿过所述防火壁的 第一和第二壁中的一个。更具体地说，第二舱室包含发动机，出口孔形成为穿过靠 近第二舱室的第二壁。
此外，为了提供通风，冷空气流通过被形成调节装置的一部分的抽吸装置抽吸 而流动穿过防火壁的内部空间。有利的是，防火壁设有出口？L，且抽吸装置包括将出口孔连接至飞行器的发动 机的排气喷嘴的导管，该排气产生适于抽吸冷空气流的低压。在本发明的一种形式中，所述喷嘴具有弯曲部分，导管开口至所述喷嘴的弯曲 部分。最后，在另一形式中，导管包括止回阀以防止任何流体从排气喷嘴流向防火壁。
从下面示出较佳实施例且没有任何限制意义的描述中，并且参照唯一的附图， 本发明及其优点将会变得更为详细。图1示出了本发明的飞行器的第一和第二舱室。
具体实施方式
唯一的附图示出了诸如旋翼飞行器的飞行器的第一舱室1和第二舱室2。第一 舱室1包含多个部件。当飞行器是旋翼飞行器时，这些部件可以是传动齿轮箱的各种部件，而涡轮轴发动机9则设置在第二舱室2中。此外，所述飞行器包括防火壁12，该防火壁12将第一舱室1和第二舱室2隔 开以首先防止火从一个舱室扩散到另一个，其次防止在第一舱室1中起火。防火壁则包括插入飞行器的结构5中的第一壁3，该第一壁3具有面向第一舱 室1即在所述第一舱室1内的第一表面3'。为了实施其功能，防火壁12设有调节装置11，该调节装置11用于将第一表 面3，的温度保持在未达到第一舱室中的部件的自燃温度的温度。因此，第一壁3防止火从一个舱室扩散到另一个舱室，而调节装置限制了所述 壁3的第一表面3'可以达到的最高温度，该温度较佳地位于30(TC至31(TC的范围 内。因此，防火壁12消除了在第一舱室中着火的主要危险性，从而使飞行器制造 商能减小火灾危险性。假如飞行控制系统通过所述第一舱室，则可以设想到它们可 由铝代替钢或钛来制成，从而显著减小飞行器的重量。在第一实施例(未在图中示出)中，调节装置包括用于第一壁3的热防护装置， 例如是固定至第一壁3的绝热材料。在如唯一附图所示的第二实施例中，防火壁12的调节装置11设有第二壁4。
第二壁4则插入飞行器的结构5中，从而第一壁3和第二壁4在它们之间形成内部 空间8。飞行器则依次包括第一舱室l、防火壁12的第一壁3、所述内部空间8、防 火壁12的第二壁4、以及第二舱室2。应该理解，与第一实施例相似的是，第一壁3和/或第二壁4设有热防护装置。内部空间8因此可热隔绝防火壁，从而将第一表面3'保持在低于第一舱室1 中设置的部件的最低自燃温度的温度，即使来自于发动机9的排气喷嘴IO靠近防 火壁12的第二壁4也是如此。因此，第一壁3不会有由于第一舱室1的部件(例如，油)点燃而起火的危险性。为了对第一壁3的第一表面3'的冷却进行优化，内部空间IO具有沿箭头F穿 过的冷空气流。该冷空气流因此通过至少一个入口孔6进入内部空间8。具体地说，入口孔形 成在第一壁3和第二壁4之间的飞行器结构5中，如唯一附图所示。冷空气流然后 通过至少一个出口孔7离开内部空间8，在本发明的一种形式中，该出口孔7穿过 第一壁3和第二壁4中的一个，更具体地说穿过第二壁4，如唯一附图所示。冷空气流因此形成通风，这种通风显著提高了装置的效率，尤其是假如气流来 源于飞行器外的话更是如此。当调节装置11还包括用于抽吸冷空气流的装置时， 则所述通风形成起来更容易。抽吸装置可以是诸如泵之类的传统装置。然而，为了限制装置的重量，也为了 有助于抽吸冷空气流，调节装置11的抽吸装置包括将出口孔7连接至来自于发动 机9的排气喷嘴10的导管13。因此，沿着箭头F，的排气产生了低压，该低压用来抽吸冷空气流。此外，假如空间允许而喷嘴具有弯曲部分(如同通常的情况)的话，导管13 连接至喷嘴10中的弯曲部分10'的内部。此外，应该注意到，喷嘴10中的弯曲部分10'在结构上通常是非常急剧变化 的，因此气体的流线型与弯曲部分10，的内部分开。这种分开是不利的，因为它导 致压头的损失，且因此导致减小发动机9所传送的动力。将空气重新注入喷嘴10的弯曲部分10'内部因此可用来显著提高所述区域中 的气体流量，从而可增大发动机所传送的动力。当然，本发明还可有多种不同的实施方式。尽管上面描述了若干实施例，但是 应该容易理解，这不能排它性地看成是所有可能的实施例。当然，可以设想借助等 同装置来替换所述的任何装置而并不超出本发明的范围。
权利要求
1.一种飞行器防火壁(12)，将所述飞行器的第一舱室(1)和第二舱室(2)隔开，所述第一舱室(1)包含多个部件，其特征在于，所述防火壁(12)设有第一壁(3)，所述第一壁(3)插入所述飞行器的结构(5)中且具有面向所述第一舱室(1)的第一表面(3’)，以及所述防火壁(12)还设有调节装置(4、13)，用于将所述第一壁(3)的所述第一表面(3’)的最高温度保持在低于所述部件的自燃温度的预定温度值。
2. 如权利要求1所述的防火壁，其特征在于，根据连续的基准，所述最高温 度位于3 0 (TC至31 (TC的范围内。
3. 如权利要求1或2所述的防火壁，其特征在于，所述飞行器是旋翼飞行器， 传动齿轮箱设置在所述第一舱室(1)中，且涡轮轴发动机(9)设置在所述第二舱 室(2)中。
4. 如前述任一权利要求所述的防火壁，其特征在于，所述调节装置包括用于 所述第一壁(3)的热防护装置。
5. 如前述任一权利要求所述的防火壁，其特征在于，所述调节装置包括插入 所述飞行器的所述结构(5)中的第二壁(4)，从而所述第一壁(3)和第二壁(4) 分别靠近所述第一舱室(1)和第二舱室(2)。
6. 如权利要求5所述的防火壁，其特征在于，所述调节装置包括用于所述第 二壁(4)的热防护装置。
7. 如前述任一权利要求所述的防火壁，其特征在于，所述调节装置包括插入 所述飞行器的所述结构(5)中的第二壁(4)，从而所述第一壁(3)和第二壁(4) 分别靠近所述第一舱室(1)和第二舱室(2)，所述防火壁的所述第一壁(3)和第 二壁(4)形成供冷空气流(F)通过的内部空间(8)，所述冷空气流(F)通过至 少一个入口孔(6)进入所述内部空间(8)且通过至少一个出口孔(7)排出，从 而所述防火壁(12)得以通风。
8. 如权利要求7所述的防火壁，其特征在于，所述冷空气流(F)来源于所述 飞行器外的周围空气。
9. 如权利要求7或8所述的防火壁，其特征在于，所述入口孔(6)形成在所 述防火壁(12)的所述第一壁(3)和第二壁(4)之间的所述飞行器的所述结构(5)中。
10. 如权利要求7至9中任一项所述的防火壁，其特征在于，所述出口孔(7) 形成在所述防火壁的所述第一壁(3)和第二壁(4)之一中。
11. 如权利要求7至10中任一项所述的防火壁，其特征在于，所述第二舱室 (2)包含发动机(9)，且所述出口孔(7)形成为穿过靠近所述第二舱室(2)的所述第二壁(4)。
12. 如权利要求7至11中任一项所述的防火壁，其特征在于，所述冷空气流 (F)通过被抽吸入所述调节装置的抽吸装置而在所述防火壁(12)的所述内部空间(8)中流动。
13. 如权利要求12所述的防火壁，其特征在于，它设有出口孔(7)，所述抽 吸装置包括将所述出口孔(7)连接至所述飞行器的发动机(9)的排气喷嘴(10) 的导管(13)，所述气体的所述排气流(F，)产生适于抽吸所述新鲜空气流(F)的 低压。
14. 如权利要求13所述的防火壁，其特征在于，所述喷嘴(10)具有弯曲部 分，所述导管开口至所述喷嘴(10)的弯曲部分(IO')。
15. 如权利要求13或14所述的防火壁，其特征在于，所述导管(10)包括防 止流体从所述排气喷嘴流向所述防火壁的止回阀。
全文摘要
本发明涉及一种飞行器防火壁(12)，该防火壁将所述飞行器的第一和第二舱室(1和2)隔开，所述第一舱室(1)包含多个部件。防火壁(12)设有第一壁(3)，该第一壁(3)插入飞行器的结构(5)中且具有面向所述第一舱室(1)的第一表面(3’)，以及所述防火壁(12)还设有调节装置(4、13)，用于将第一壁(3)的所述第一表面(3’)的最高温度保持在低于所述部件的自燃温度的预定温度值。
文档编号B64C1/10GK101161548SQ20071014887
公开日2008年4月16日 申请日期2007年9月5日 优先权日2006年9月6日
发明者D·查尼奥特 申请人:尤洛考普特公司