本发明涉及飞行器应急风力涡轮机系统。
背景技术：
已知的是，特别是飞机的飞行器装备有应急风力涡轮机(或“冲压式空气涡轮机”)，该应急风力涡轮机在飞行器的主发电机损失的情况下用作应急电能源。这例如在飞行器的发动机同时发生故障的情况下发生。在运行期间，应急风力涡轮机使得能够产生飞行器的重要系统(例如用于监控和飞行控制的系统和致动器)所需的电能。
例如，图1中示出了现有技术中已知的飞行器应急风力涡轮机系统1。这种系统通常包括飞行器结构2、应急风力涡轮机3和舱盖4。
应急风力涡轮机3包括经由致动冲压件(vérin)6连接到飞行器结构2的支柱5以及涡轮7，涡轮包括围绕旋转轴线9旋转地安装在支柱5上的本体8和从本体8沿着同一叶片轴线11径向延伸的两个叶片10。应急风力涡轮机3还可以包括联接到涡轮7的发电机(未示出)，使得涡轮7经由叶片10的旋转引起由发电机产生电能。涡轮还可以产生液压能。应急风力涡轮机3在致动冲压件6的作用下相对于飞行器结构2在缩回位置和展开位置之间移动，在缩回位置，应急风力涡轮机3被容纳在飞行器的机身内部中，在展开位置，应急风力涡轮机3通过设置在飞行器机身中的开口(未示出)延伸到飞行器的机身外部。
当应急风力涡轮机3处于展开位置时，涡轮7延伸到飞行器的机身外部并围绕旋转轴线9自由地旋转。因此，在该位置，外部空气的流经由叶片10驱动涡轮7旋转，并且发电机因此产生飞行器所需的电能。
当应急风力涡轮机3处于缩回位置时，已知借助于制动装置12来制动涡轮7围绕旋转轴线9的旋转。通常，涡轮7被制动装置12制动，使得叶片10总体上与支柱5延伸所沿的纵向轴线13在垂直于旋转轴线9并且叶片轴线11在其中延伸的平面p'中的正交投影对齐。涡轮7的这种制动构造使得应急风力涡轮机系统1的体积在飞行器的机身内部能够被最小化。
舱盖4经由致动冲压件6连接到飞行器结构2上，并且在所述致动冲压件6的作用下在关闭位置和打开位置之间相对于所述飞行器结构2移动，在关闭位置，舱盖4封闭设置在飞行器机身中的开口并且应急风力涡轮机3处于缩回位置，在打开位置，舱盖4释放所述开口并且应急风力涡轮机3处于展开位置。因此舱盖4的打开使得应急风力涡轮机3能够展开到飞行器的机身外部。
常规地，舱盖4朝向飞行器的机身外部打开，因此需要通过考虑在舱盖打开期间施加到舱盖4的气动力来确定应急风力涡轮机系统1的尺寸、特别是致动冲压件6的尺寸。
因此，舱盖4的表面积越大，施加到舱盖4的气动力越大，并且应急风力涡轮机系统1越需要被加大尺寸以承受这些力。
然而，这种加大尺寸导致质量过量，这与航空制造商减小飞行器质量的愿望背道而驰。
因此，需要减小应急风力涡轮机系统1的舱盖4的表面积。
技术实现要素：
本发明通过提出一种应急风力涡轮机系统来响应这种需要，其中，当涡轮朝向飞行器的外表面的外部展开时，涡轮围绕其旋转轴线的旋转在一位置被制动，使得在应急风力涡轮机系统朝向飞行器的外表面的外部移动期间由应急风力涡轮机系统扫过的体积减小。
更确切地讲，作为本发明的目的，本发明具有一种用于飞行器的应急风力涡轮机系统，飞行器包括外表面，该外表面中设置有开口，所述应急风力涡轮机系统包括：
-飞行器结构，
-应急风力涡轮机，所述应急风力涡轮机被连接到飞行器结构并且被构造成在缩回位置和展开位置之间相对于飞行器结构移动，在所述缩回位置，应急风力涡轮机被容纳在飞行器的外表面的内部中，在所述展开位置，应急风力涡轮机通过设置在飞行器的外表面中的开口延伸到外表面的外部，
应急风力涡轮机包括：
-支柱，所述支柱沿着纵向轴线延伸并且连接到飞行器结构，
-涡轮，所述涡轮包括围绕旋转轴线旋转地安装在支柱上的本体和单个叶片或两个叶片，所述单个叶片或所述两个叶片从本体在容纳在本体中的叶片根部与叶片顶端之间径向地延伸，叶片根部或多个叶片根部沿着同一叶片根部轴线延伸，叶片根部轴线被设置成基本上垂直于涡轮的旋转轴线，
-制动装置，制动装置被构造成当应急风力涡轮机在缩回位置和展开位置之间移动时在如下位置制动涡轮的本体围绕旋转轴线的旋转，即，使得叶片根部轴线与支柱的纵向轴线在基本上垂直于涡轮的旋转轴线并且叶片根部轴线在其中延伸的平面上的正交投影形成为锐角且为非零角度的制动角的位置，以便当应急风力涡轮机在缩回位置和展开位置之间移动时减小由应急风力涡轮机扫过的体积。
优选地，制动角大于或等于10°且严格地小于90°。
优选地，制动角为介于10°到45°之间的角度。
优选地，应急风力涡轮机系统包括舱盖，舱盖被连接到飞行器结构并且被构造成在关闭位置和打开位置之间相对于所述飞行器结构移动，在关闭位置，舱盖被设计成封闭设置在外表面中的开口并且应急风力涡轮机处于缩回位置，在打开位置，舱盖被设计成释放所述开口并延伸到飞行器的外表面的外部，并且应急风力涡轮机处于展开位置。
作为本发明的目的，本发明还具有一种飞行器，该飞行器包括其中设置有开口的外表面和如前所述的应急风力涡轮机系统，飞行器结构被附接到外表面。
作为本发明的目的，本发明还具有一种对如前所述的应急风力涡轮机系统的涡轮的旋转进行制动的方法，该方法包括如下步骤：在该步骤期间，所述应急风力涡轮机在缩回位置和展开位置之间移动，并且在该步骤期间，涡轮围绕旋转轴线的旋转在如下位置被制动，即，使得叶片根部轴线与支柱在基本上垂直于涡轮的旋转轴线并且叶片根部轴线在其中延伸的平面上的正交投影形成为锐角且为非零角度的制动角的位置，从而当应急风力涡轮机在缩回位置和展开位置之间移动时由应急风力涡轮机扫过的体积被减小。
附图说明
通过阅读下文中的并参考以非限定性示例的方式给出的附图进行的详细描述，本发明的其他特征、目的和优点将显而易见，在附图中：
-图1(已经描述)示出了现有技术中已知的应急风力涡轮机系统的透视示意图；
-图2示出了根据本发明的一个实施例的应急风力涡轮机系统的透视图；
-图3示出了图2中所示的应急风力涡轮机系统的应急风力涡轮机的截面图；
-图4示出了图3所示的应急风力涡轮机在涡轮处于制动位置时的透视示意图；
-图5示出了用于制动图3所示的应急风力涡轮机的涡轮旋转的装置的细节图。
具体实施方式
图2示出了飞行器(具体是飞机)的应急风力涡轮机系统20。该飞行器包括限定出飞行器的内部与外部之间的界限的外表面201，并且开口被设置在该外表面中。
飞行器的外表面201例如对应于飞行器的机身。在这种情况下，并且当飞行器是飞机时，应急风力涡轮机系统20例如位于飞机的下腹部或飞机的机头。
作为变型，外表面201对应于机翼表面、整流罩或飞行器的起落架。“整流罩”在本文中是指覆盖飞行器的突出部分并且被设计成减小它们对气动流的阻力的固定结构元件。整流罩具体用于覆盖构成在机身外部或者在飞行器机翼外部空间的部分。
应急风力涡轮机系统20包括附接到外表面201的飞行器结构21、应急风力涡轮机22(也称为“冲压式空气涡轮机(ramairturbine)”或rat)和舱盖27。
应急风力涡轮机22被连接到飞行器结构21并且被构造成在被称为缩回位置的位置和被称为展开位置的位置之间相对于飞行器结构21移动，在该缩回位置，应急风力涡轮机22被容纳在飞行器的外表面201的内部中，在该展开位置，应急风力涡轮机22通过设置在外表面201中的开口延伸到飞行器的外表面201外部。应急风力涡轮机22例如通过致动冲压件28连接到飞行器结构并且在该致动冲压件28的作用下在缩回位置和展开位置之间移动。
舱盖27连接到飞行器结构21并且被构造成在称为关闭位置的位置和被称为打开位置的位置之间相对于飞行器结构21移动，在该关闭位置，舱盖27封闭设置在飞行器的外表面201中的开口，在该打开位置，舱盖27释放该开口并延伸到飞行器的外表面201的外部。当舱盖27处于关闭位置时，应急风力涡轮机22处于缩回位置，而当舱盖27处于打开位置时，应急风力涡轮机22处于展开位置。
舱盖27例如经由致动冲压件28连接到飞行器结构21并且在该致动冲压件28的作用下在关闭位置和打开位置之间移动。舱盖27和应急风力涡轮机22在致动冲压件28的作用下同时移动。更确切地说，应急风力涡轮机系统20包括将舱盖27连接到应急风力涡轮机22的支柱23的曲柄(bielle)，使得当致动冲压件28使应急风力涡轮机22的支柱23移位时，其还经由曲柄使舱盖27移位。
图3更详细地示出了应急风力涡轮机22。应急风力涡轮机22包括：
-支柱23，该支柱沿纵向轴线24延伸并通过第一端部连接到飞行器结构21，
-涡轮25，该涡轮被连接到支柱23的第二端部并且被构造成围绕旋转轴线26枢转，旋转轴线26和纵向轴线24不平行且不叠合，以及
-用于对涡轮25围绕所述旋转轴线26的旋转进行制动的装置29。
涡轮25包括本体30，该本体围绕所述旋转轴线26旋转地安装在支柱23上。涡轮25的本体30例如联接到发电机(未示出)，使得涡轮25的本体30围绕旋转轴线26的旋转引起由发电机产生电能。作为变型，涡轮25可以产生液压能。
涡轮25还包括单个叶片或两个叶片32。该叶片32从涡轮25的本体30在容纳在涡轮25的本体30中的叶片根部33与位于本体30外部的叶片顶端34之间径向地延伸。
叶片或每个叶片32的叶片根部33沿着叶片根部轴线35延伸，该叶片根部轴线被设置成基本上垂直于涡轮25的旋转轴线26。“基本上垂直”的意思是叶片根部轴线35在倾斜2°以内垂直于旋转轴线26。当涡轮25包括两个叶片32时，这两个叶片的叶片根部沿着同一叶片根部轴线35延伸。
叶片或者每个叶片32的叶片根部33被连接到涡轮25的本体30，使得该叶片32围绕旋转轴线26的旋转引起涡轮25的本体30围绕所述旋转轴线26的旋转并因此引起由发电机产生电能。
制动装置29被构造成当应急风力涡轮机22在缩回位置和展开位置之间移动时制动涡轮25的本体30围绕旋转轴线26的旋转，并且至少在应急风力涡轮机22处于展开位置时释放涡轮25的本体30围绕旋转轴线26的旋转。制动装置29还可以在应急风力涡轮机22处于缩回位置时制动涡轮25的本体30围绕旋转轴线26的旋转。当制动装置29制动涡轮25的本体30旋转时，涡轮25处于被称为制动位置的位置。
因此，当应急风力涡轮机22在其缩回位置和展开位置之间移动时，或者当应急风力涡轮机22处于缩回位置时，制动装置29使得能够避免使叶片32开始旋转，因此避免损坏飞行器，特别是避免损坏外表面201和/或舱盖27。
在图4中示意性地示出了在被制动装置29制动的位置处的涡轮25。
更确切地说，当涡轮25处于制动位置时，叶片根部轴线35与支柱23的纵向轴线24在基本上垂直于涡轮25的旋转轴线26并且叶片根部轴线35在其中延伸的平面p上的正交投影24'形成为锐角且为非零角度的制动角α，以便当应急风力涡轮机22在缩回位置和展开位置之间移动时减小由应急风力涡轮机扫过的体积。“基本上垂直”是指平面p在倾斜2°以内垂直于旋转轴线26。
事实上，申请人惊讶地发现，通过以锐角且非零角度的制动角α制动叶片32，当应急风力涡轮机22在缩回位置与展开位置之间移动时由应急风力涡轮机扫过的体积被减小，因此飞行器的外表面201与该体积之间的交点形成的表面与当叶片32以零度的制动角被制动时形成的表面相比更小。因此，设置在飞行器的外表面201中的开口的横截面以及因此封闭该开口的舱盖27的表面面积可以被减小，其中该开口对于将应急风力涡轮机22展开到飞行器的外表面201外部是必需的。这使得能够在舱盖向飞行器外表面201的外部打开期间引起施加到舱盖27的气动力降低，并且因此避免对应急风力涡轮机系统20加大尺寸，加大尺寸将导致增加应急风力涡轮机系统20的质量。
本文中“锐角和非零角度”是指大于或等于10°且严格小于90°的角度。
根据本发明的优选实施例，制动角α是介于10°到45°之间的角度。
优选地，制动装置29被构造成当应急风力涡轮机22在缩回位置和被称为中间位置的位置(该中间位置介于缩回位置与展开位置之间)之间移动时制动涡轮25的本体30围绕旋转轴线26的旋转，并且当应急风力涡轮机22在中间位置和展开位置之间移动时释放涡轮25的本体30围绕旋转轴线26的旋转。当应急风力涡轮机22处于中间位置时，涡轮25被设置在飞行器的外表面201的外部并且与飞行器的所述外表面201和与飞行器结构21相距足够远，以避免具有会损坏外表面和飞行器结构的叶片32的旋转。“足够远”的意思是涡轮25特别是叶片距离飞行器的外表面201至少25mm。
制动装置29例如包括防护锁定销291和设置在涡轮25的本体30中并被构造成接纳防护锁定销291的凹口292，从而将涡轮25保持在制动位置。防护锁定销291和凹口292以如下方式被构造，即，当防护锁定销291接合在凹口292中时，叶片根部轴线35与支柱23的纵向轴线24的正交投影24'形成制动角α。在图5中更详细地示出了在涡轮25处于制动位置下的防护锁定销291和凹口292。
在图3所示的示例中，当涡轮25处于制动位置时，防护锁定销291和凹口292都被包括在由涡轮25的本体30的旋转轴线26和支柱23的纵向轴线24形成的平面中。在该示例中，凹口292从叶片根部轴线35围绕旋转轴线26以对应于制动角α的角度成角度地偏移。
在图3所示的示例中，本体30围绕旋转轴线26延伸到平台293，该平台中形成有凹口292。
在图3所示的示例中，制动装置29包括以直径上相对的方式设置在涡轮25的本体30中的两个凹口292。然后如在图3中还示出的，平台293可以与每个凹口292相关联。
制动装置29还包括例如连接到防护锁定销291的曲柄系统294(图3)，并且该曲柄系统被构造成当其被致动时使防护锁定销291从开口292脱离并因此解除对涡轮25的旋转的制动。曲柄系统294的致动例如通过连接到飞行器结构21的抵接件295来实现。这种曲柄系统294对于本领域技术人员来说是已知的；因此在本文中不再详细描述。
应急风力涡轮机系统20的优点在于包括制动装置29，该制动装置在一位置制动涡轮25的旋转，使得当应急风力涡轮机22展开到飞行器外表面201的外部时由应急风力涡轮机扫过的体积减小，这使得能够减小舱盖27的表面面积并因此限制施加到所述舱盖27并且必须被应急风力涡轮机系统20、特别是被致动冲压件28承受的气动力。因此，可以通过考虑这些较弱的气动力来确定应急风力涡轮机系统20的尺寸，并且可以减小应急风力涡轮机系统20的质量。