专利名称：飞行器用的进气设备的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种飞行器用的进气设备，其包括带有进气孔口的通气通道。
背景技术：
已知，这样的进气设备大量地在航空领域用于更新围封区域(zone confiMe)中的空气，其中所述围封区域包含易燃或爆炸类型的危险环境介质和/或热敏感材料，对于它们必须保证所述区域连续的通风，以避免发生所述材料的故障或发生周边事故的任何风险。设置在飞行器涡轮喷气发动机的压缩机和鼓风机的外机壳与发动机舱之间的环形围封区域中的多个机械和/或电气装置的情况尤其如此。所述装置，例如全权限数字发动机控制装置(英语为Full Authority Digital Engine Control)、辅助继电器盒(英语为 Gearbox)、发动机油容器、流体部件等，一般整个地围绕外机壳固定，并因此位于所述围封区域中，通过外部空气来通风，其中所述外部空气通过进气孔口进入设备中，以穿过布置在发动机舱中的通道，并在通道的出口处扩散到所述围封区域中。所述装置与油蒸汽以及出自所述区域的其他物质一样，通过由空气通道来扩散的外部新鲜空气来通风，从而有助于保证它们的良好运行。为了符合现行法规(其要求所涉及的围封区域有合适的每单位时间的空气更新)， 所述设备的通气通道具有预先确定的横截面，其允许足够量的空气在通道中流动，以在其出口处保证包含要通风的装置的围封区域的空气更新。然而，因为进入具有预先确定的横截面的空气通道中的外部空气的量特别地随与飞行器的速度和高度有关的参数变化，因此难以以最优的方式来对要冷却的装置和要驱除的蒸汽进行通风。实际上，如果在上游通过进气孔口进入设备的具有预先确定的横截面的通道中并在其下游输出的外部空气足以在飞行器处于地面滑行阶段、起飞阶段或等待阶段、并因此具有小的速度和高度的时候正确地对所述装置进行通风，那么相反地，当飞行器处于具有最大速度和高度的巡航飞行阶段的时候，从设备的通道向要通风的区域的方向输出的空气流量则过大。测量允许观察到，在所述飞行阶段中，在围封区域中穿过设备的通道流动的空气的更新次数是所需的两倍。此外，进入围封区域的空气造成尾迹，这表现为飞行器的速度损失，并因此表现为所述发动机燃料消耗的增大。为了弥补所述缺陷，文档W0-2006/067296和W0-2006/067299描述了一种进气设
备，所述进气设备包括阻塞装置，其具有可控活动元件，并与所述通气通道关联；以及用于控制所述活动元件的装置，其或者主动地由所述飞行器的驾驶员致动，或者有利地以自动的方式来致动。在后一情况下，所述控制装置包括容积可变的容器——汽缸/活塞、囊、 风箱等的组件——所述容器接收由空气施加在所述飞行器上的全部压力，并与所述可控活动元件连接。然而，所述压力不是局部稳定的，所述系统不可能是最优化的。此外，所述控制装置相对于其环境是沉重的，并且倾向于造成要求加固组件的振动或不平衡现象，这使得所述进气设备显著地变重。现在，为了限制飞行器的燃料消耗，设计者的目的在于创造更轻的系统。另外，为了解决以上所述缺陷，文档FR 07/(^956说明了一种进气设备，其包括 阻塞装置，其具有可控弹性片，并与所述通气通道关联；以及用于控制所述弹性片的装置， 其由横向于所述通气通道布置的空气动力学型材(profil6 aerodynamique)构成，所述型材固定在所述弹性片的端部处，并能够在穿过通道的外部空气流的作用下产生承载力。然而，微裂缝会出现在型材的结构上，尤其是在其与弹性片固定处，这主要是由于施加在型材上的高压力和空气流的高速度，这会显著地降低所述设备的使用寿命和效率。
发明内容
本发明的目的在于解决所述缺陷，并涉及一种进气设备，它的设计允许保证围封区域的最优通风，其中所述围封区域例如上述涉及涡轮喷气发动机的围封区域，但同样可以是飞行器的灯区(zone de feux)或机腹区(英语为belly fairing)，或一般地可以是飞行器的或多或少闭合并热敏感的、期望更新空气的任何区域。为此，根据本发明，所述飞行器用的进气设备包括至少一个通气通道，其包括提取外部空气流的进气孔口 ；阻塞装置，其带有可控活动板，并与所述通道关联；和用于控制所述可控活动板的装置，其允许使所述通道的横截面在最小横截面和最大横截面之间变化，其中所述最小横截面允许朝所述飞行器的要通风区域方向有最小空气流量，而所述最大横截面允许朝所述区域方向有最大空气流量，所述板包括遭受所述空气流的外表面和指向所述通道的内表面，所述板的上游端部在所述进气孔口的上游边缘附近与所述通道连接，而所述板的下游端部则自由地穿过所述通道的横截面移动，所述进气设备的显著之处在于
当所述飞行器处于巡航飞行中时，所述进气孔口的下游边缘能够在所述外表面的下游受限区域上产生高的压力；并且
所述控制装置包括用于在所述活动板的内外表面之间流体联通的装置，所述流体联通装置至少位于所述外表面的下游受限区域附近，并且能够将所述高的压力传递给所述内表面的延伸区域。实际上，申请人观察到，可以使得在飞行器的巡航飞行阶段中(即在大的高度和速度下)，在所述板的外表面上存在在进气孔口的下游边缘(即前缘)附近的、具有高的压力的下游受限区域和在所述孔口的上游边缘附近的、具有更小压力的上游区域。相反地，一旦飞行器处于起飞阶段、等待阶段或滑行阶段(即在小的高度和速度下)，在下游受限区域中的压力大大地减小，而在上游区域中的压力则明显地增大。因此，借助于本发明，在飞行器的巡航飞行阶段中，流体联通装置允许至少部分地使所述板的内表面的延伸区域中的压力向具有高的压力的下游受限区域的压力看齐，这引起所述板的移动以及所述通道横截面的部分阻塞。相反地，在起飞阶段、等待阶段、或地面滑行阶段时，下游受限区域的(并因此延伸区域的)低压力不允许所述板的移动。此外，尤其是在起飞阶段时，所述活动板的外表面上的上游区域的高的压力可以有助于将所述板维持在使得所述通道的横截面开口保持最大的位置上。因此获得根据进气孔口处的压力(并因此根据飞行器的速度和高度)来自动地阻塞的装置，其能够通过所述阻塞装置来使得所述通道的横截面变化，并能够根据飞行器的飞行阶段来改变进入围封区域的空气流量，并因此能够最好地对所涉及的装置进行通风。例如，在飞行器巡航飞行时(速度和高度大)，所述通道的横截面有利地自动减小， 以对装置合理地进行通风，并且限制在围封区域中所吸收的空气在整个发动机舱上的尾迹。相反地，在飞行器在地面滑行、或处于起飞阶段时(速度和高度小)，通道的横截面通过所述阻塞装置的活动板的退去来自动地打开到最大，以由此使得最大量的空气在通道中流动，并且适当地对位于围封区域中的装置进行通风。此外，因此，借助于本发明，由进气设备所提取的空气量适于每个飞行阶段，这使得由于通风而造成的飞行器性能降低最小化。另外，所述流体联通装置优选地在板的所述外表面和所述内表面之间包括一个或多个通路，使得允许延伸区域中的压力在飞行器巡航飞行的时候向下游受限区域的压力至少部分地看齐。所述通路可以例如是直接布置在活动板中的开口(圆形开口、缺口)、设置在通道的侧壁中的缺口、通道侧壁和活动板侧边缘之间的间隙，或它们的组合。此外，所述通气通道由至少一个下壁和一个上壁来界定，被所述活动板覆盖的空腔可以有利地沿着所述延伸区域布置在所述通气通道的下壁中。优选地，所述通气通道可以包括至少一个低止动块和至少一个高止动块，其中所述低止动块允许标出所述板的对应于所述最大横截面的位置，所述高止动块则允许标出所述板的对应于所述最小横截面的位置。所述高止动块和低止动块允许稳定并限制板在所述通道的横截面分别打开最大和最小的位置上的振动。另外，所述板可以由例如是鼓突形(bomb6e)的弹性片构成，所述弹性片自发地抵靠在通气通道的低止动块上。在所述流体联通装置由多个设置在所述板中的通路(例如圆形开口)构成的情况下，所述通路可以布置在至少一条大致平行于所述通气通道的横截面的线上。当所述弹性片自发地抵靠在所述低止动块上的时候，所述通路中的一个还可以有利地被所述通气通道的所述低止动块阻塞，使得将所述弹性片稳定在所述通道横截面打开最大的位置上。此外，所述通气通道可以具有矩形截面，而且所述板的宽度可以至少近似地对应于所述通道的所述横截面的宽度。
附图将使得本发明如何实现变得显而易见。在所述附图中，相同的附图标记表示相似元件。图1为配有根据本发明的进气设备的涡轮喷气发动机的发动机舱的部分透视示意图。图2以局部剖视图示意地示出了图1的发动机舱。图3为具有各种要通风装置的涡轮喷气发动机的所述发动机舱、沿着图2的线 II-II的横截面正视图。图4为根据本发明的图1的进气设备的一个实施例的透视示意图。图5以部分纵向剖视图示出了图4的进气设备。图6和图7在类似视图中示出了图5的进气设备的通路的两个实施变型。
图8为沿着图5的箭头IV的视图，其示出了根据本发明的设备的另一实施变型。
具体实施例方式在图1和图2中示出的根据本发明的进气设备1设置在安装于飞行器(未示出)上的发动机的发动机舱2中。如图1至图3所示意地示出，所述发动机舱一般包括前进气部分3，其用于为发动机供给空气；中间部分4，其围绕发动机的压缩机和鼓风机6的外机壳5 ；以及后部分7， 其围绕涡轮和燃烧室，从中露出尾喷管8的外机壳及其锥体。各种机械和/或电气装置或设备9附接在鼓风机6和压缩机的外机壳5上，即在发动机的外机壳5和发动机舱2之间的环形围封区域10中。在图2中示意地示出布置在所述区域10中的某些装置9，即全权限数字发动机控制装置9A、辅助继电器盒9B和发动机油容器9C。为了将装置9维持在合适温度范围内并允许其良好的运行，所述围封区域10中的空气更新通过进气设备1来保证，所述进气设备位于发动机舱2的下游部分的高处，并为此包括通气通道11，所述通气通道布置在发动机舱2的前部分的结构壁中，并使得外部空气与围封区域10联通。为此，通道11在上游具有进气孔口 12，并在下游具有与所述区域10 相关的扩散器13，所述扩散器通向发动机舱2的中间部分4。通气通道11相对于发动机舱2的前部分的外表面轻微地倾斜，并在下游指向发动机的纵轴线x-x，以最好地提取并将外部新鲜空气带入通道11中，并且然后将其如图2中的箭头f所示那样切向地通过带有双出口的扩散器13来从环形围封区域10的两侧排出。在图4和图5中所示出的示例中，设备1的通道11的剖面轻微地变化，即在其切向进气孔口 12下游汇聚之后，所述剖面朝扩散器13的方向稍微发散，并且其横截面是矩形的。通道11由下壁14、上壁15和相对的两个侧壁16和17来界定。根据本发明，通气通道11的横截面借助于阻塞装置而变得可以调节，其中所述阻塞装置由进气孔口 12处的局部压力来控制，并且能够调节在通道11中朝扩散器13的方向流动的空气流量。在图4和图5中所示出的实施例中，矩形的空腔17布置在通道11的下壁14中。 所述空腔17在宽度上在通道11的宽度上延伸，并在长度上从进气孔口 12的上游边缘12A 相对深地延伸到通道11的内部。用于阻塞通道11的横截面的装置包括矩形的鼓突弹性片18，其宽度十分轻微地小于通气通道11的宽度。所述片18的上游端部18D例如借助于螺钉19在进气孔口 12的上游边缘12A附近固定到通道11的下壁14上。相反地，所述片18的下游端部18C则是自由的，并位于通气通道11内。此外，所述弹性片18覆盖空腔17。低止动块20和高止动块21例如借助于螺钉22固定在空腔17的各侧壁16上，使得两个低止动块20像高止动块21 —样相互面对。当飞行器处于地面滑行阶段、起飞阶段或等待阶段的时候(因此处于小的高度和速度下)，弹性片18自发地抵靠在侧壁16的每个低止动块20上。如图4和图5所示，呈圆形开口 23形式的通路设置在弹性片18中。所述圆形开口 23排列在片18的两个宽度上，在进气孔口 12的下游边缘12B的稍上游，并在片18的外表面18A上的下游受限区域M中，其中在所述下游受限区域中，外部压力在飞行器处于巡航飞行阶段的时候是高的。实际上，当承载发动机舱2的飞行器移动的时候，空气流(由图5中的箭头F来表示)穿过进气孔口 12而进入通气通道11。所述空气流因此根据飞行器的飞行阶段，造成两个不同的压力区域，即上游区域25和上述的下游受限区域M，所述两个区域分别位于进气孔口 12的上游边缘12A和下游边缘12B的附近、在片18的外表面18A上，在下游区域对和上游区域25中的压力以相反的方式随飞行器的飞行阶段而变化。因此，当飞行器处于巡航飞行阶段的时候，下游受限区域M中的高的压力借助于开口 23传递给空腔17，这在弹性片18的内表面18B的延伸区域沈上造成压力(由图5中的箭头P来表示)。压力P倾向于使弹性片抵抗着其自身弹性而离开低止动块20 (弹性片自发地停靠在其上)并接近高止动块21。弹性片18因此起到阻塞器的作用。明显地，压力P越大，弹性片18在阻塞方向的变形就越大。通道11通过弹性片18 进行的最大阻塞由高止动块21来固定，所述高止动块能够与弹性片18的外表面协作，以使其稳定并限制其振动。因此，通道11中的空气流F的通过截面可以根据开口 23处的压力在最大值和最小值之间变化，其中对于所述最大值，弹性片18抵靠低止动块20，而所述最小值则由高止动块21来决定。在图6中所示的实施例中，弹性片18的多个圆形开口 23 (图4和图5)由设置在弹性片18的两个侧边缘中的每个上的、在所述下游受限区域M附近的圆形缺口 23A来替代。此外，设备1的每个高止动块21 (图4和图5)由相互足够地分开以使得缺口 23A 在弹性片18顶在所述高止动块21上时不被阻塞的两个高止动块21来替代。另外，在图7中所示的实施变型中，构成所述片18的外表面18A和内表面18B之间的通路的缺口 2 设置在通气通道11的每个侧壁中，由此替代圆形开口 23 (图5)。在图8的实施变型中，图5的圆形开口 23由间隙23C来替代，其中所述间隙限定在通气通道11的侧壁16和所述活动板18的与壁16相对的侧边缘18E之间。
权利要求
1.一种飞行器用的进气设备(1)，所述进气设备包括至少一个通气通道(11)，其具有提取外部空气流(F)的进气孔口 ；阻塞装置，其具有可控活动板(18)，并与所述通道(11) 关联；和用于控制所述可控活动板(18)的装置，其允许使所述通道(11)的横截面在最小横截面和最大横截面之间变化，所述最小横截面允许朝所述飞行器的待通风区域(10)方向有最小空气流量，而所述最大横截面则允许朝所述区域(10)方向有最大空气流量，所述板 (18)包括遭受所述空气流(F)的外表面(18A)和指向所述通道(11)的内表面(18B)，所述板(18)的上游端部(18D)与所述通道(11)在所述进气孔口( 12)的上游边缘(12A)附近连接，所述板(18)的下游端部(18C)则自由地穿过所述通道(11)的横截面移动，所述进气设备的特征在于当所述飞行器处于巡航飞行时，所述进气孔口(12)的下游边缘(12B)能够在所述外表面(18A)的下游受限区域(24)上造成高的压力；以及所述控制装置包括用于在所述活动板(18)的外表面(18A)和内表面(18B)之间流体联通的装置，所述流体联通装置至少位于所述外表面(18A)的所述下游受限区域(24)的附近，并能够将所述高的压力传递给所述内表面(18B)的延伸区域(26)。
2.如权利要求1所述的设备，其特征在于，所述流体联通装置包括至少一个在所述板 (18)的所述外表面(18A)和所述内表面(18B)之间的通路。
3.如权利要求2所述的设备，其特征在于，每个通路由布置在所述活动板(18)中的开口 (23)构成。
4.如权利要求2所述的设备，其中，所述通气通道(11)包括相对的下壁(14)和上壁 (15)，以及相对的两个侧壁(16)，所述设备的特征在于，每个通路由设置在所述通道(11) 的侧壁(16)之一中的缺口(23B)构成。
5.如权利要求2所述的设备，其中，所述通气通道(11)包括相对的下壁(14)和上壁 (15)，以及相对的两个侧壁(16)，所述设备的特征在于，每个通路为在所述通道(11)的侧壁(16)之一和所述活动板(18)的相对的侧边缘(18E)之间形成的间隙(23C)。
6.如权利要求1至5中任一项所述的设备，其中，所述通气通道(11)由相对的至少一个下壁(14)和一个上壁(15)来界定，所述设备的特征在于，由所述活动板(18)覆盖的空腔(17)沿着所述延伸区域(26)布置在所述通气通道(11)的下壁(14)中。
7.如权利要求1至6中任一项所述的设备，其特征在于，所述通气通道(11)包括至少一个低止动块(20)和至少一个高止动块(21)，所述至少一个低止动块(20)允许标出所述板(18)的对应于所述最大横截面的位置，所述至少一个高止动块(21)允许标出所述板(18)的对应于所述最小横截面的位置。
8.如权利要求7所述的设备，其特征在于，所述板(18)由自发地抵靠在所述通气通道 (11)的低止动块(20)上的弹性片构成。
9.如权利要求1至8中任一项所述的设备，其特征在于，所述流体联通装置由多个布置在所述板(18)中的通路(23)构成，所述通路布置在至少一条大致平行于所述通气通道 (11)的所述横截面的线上。
10.如权利要求1至9中任一项所述的设备，其特征在于，所述通气通道(11)具有矩形截面，所述设备的特征还在于，所述板(18)的宽度至少近似地对应于所述通道(11)的所述横截面的宽度。
全文摘要
根据本发明，设备(1)包括活动板(18)，所述活动板由用于在所述活动板(18)的外表面(18A)和内表面之间流体联通的装置(23)来控制，所述流体联通装置至少位于所述外表面(18A)的下游受限区域(24)附近，当飞行器处于巡航飞行时，所述下游受限区域的压力是高的，所述流体联通装置能够将所述高的压力传递给所述内表面的延伸区域(26)。
文档编号B64D33/08GK102216159SQ200980139739
公开日2011年10月12日 申请日期2009年10月5日 优先权日2008年10月7日
发明者A·波特, D·普拉, E·尚瑟雷勒, F·阿尔瓦雷 申请人:空中客车运营简化股份公司