专利名称：具有适于气流驱动的冲压空气涡轮和能量转换器的飞机应急供能单元的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种应急供能单元，其具有冲压空气涡轮，该冲压空 气涡轮能通过气流驱动；和能量转换器，该能量转换器在紧急情况用于 至少部分地保持机载液压系统和/或电气系统的功能，其中能量转换器 能够借助于冲压空气涡轮驱动，且应急供能单元能选择性地达到备用模 式或工作模式。
背景技术：
目前在所有大型客机中使用至少一个所谓冲压空气涡轮。冲压空气 涡轮用于在紧急情况、例如全部动力单元发生故障时，至少部分地保持 机载液压系统的功能，以便甚至当俯冲时保证飞机的最小可控性。沖压 空气涡轮优选地设置在右侧机翼下方在着陆襟翼轨道覆盖件("整流 軍")内部。
沖压空气涡轮的公知实施例具有小径向推进器，该径向推进器在紧 急情况时在长悬臂上从着陆襟翼轨道覆盖件旋转出来，且这样暴露给来 流外部空气。来流外部空气引起径向推进器快速旋转，且通过设置在铰
个
需最小压力的小液压泵。
但是，公知的冲压空气涡轮的机械设计是高度复杂的，因为径向推 进器的旋转运动必须通过机械传动装置穿过悬臂传递给设置在着陆襟 翼轨道覆盖件中的液压泵，该机械传动装置需要大量的维护且增加了故 障可能性。此外，如果径向推进器突然旋出，径向推进器突然暴露给气 流，其导致相当大的机械负荷且也增加了故障可能性。除了安装到着陆 襟翼轨道覆盖件中，由于径向推进器，不同的安装位置可能具有相当大 的困难。另外，着陆襟翼轨道覆盖件必须是大尺寸的以便容纳公知的冲 压空气涡轮，这导致空气动力性的不对称，其必须通过合适的控制，引
导和/或调整表面来补偿以便保证精确的直线飞行，同时承受空气动力 性损失。空气动力性损失反之导致燃料消耗的增加。最后，从冲压空气
涡轮的液压泵开始的管路必须穿过整个机翼向上通向通常^:置在机翼 盒下部的区域中的飞机液压节点，这样进一步增大整个系统的重量和故 障可能性。
发明内容
本发明的目的是提供一种用于飞机的应急供能系统，其在同等输出 的情况下具有更简单的机械结构，并且除了安装在机翼下的着陆襟翼轨 道覆盖件内之外还提供在整体飞机结构内的另外的安装选择。
该目的通过具有权利要求l特征的装置实现。
由于至少冲压空气涡轮由形成气流道的外壳基本上同心地包围，且 能量转换器通过驱动轴与冲压空气涡轮直接连接，并且气流能通过至少 一个进气口传送给冲压空气涡轮，由于当在备用模式和工作模式之间改 变时冲压空气涡轮的空间位置保持基本上不变， 一方面结果是不需要在 需要大量维护的易故障枢轴臂中的锥齿轮驱动的简单机械结构。另一方 面，由于没有枢轴臂，根据本发明的应急供能单元能以固定且节省空间 的方式安装，例如安装在着陆襟翼轨道覆盖件内部，以便着陆襟翼轨道 覆盖件是小容量的，并且能降低在忍受增加的燃料消耗的同时必须通过 复杂方式补偿的空气动力学的不对称性。此外，由于充分基本上密封的 不具有枢轴臂的结构—除了安装在着陆襟翼轨道覆盖件内部-根据本 发明的应急供能单元能安装在整体飞机结构中的许多安装位置，这样能 缩短用于连接到相应机载系统的所需管路。此外，当致动根据本发明的 应急供能单元时，沖压空气涡轮不暴露给由突然来流外部空气导致的冲
击型的(shock-like )、突然的机械载荷，例如在径向推进器的情况其可 导致推进器叶片的损坏，这样增加了总体的操纵可靠性和故障安全性。
在根据本发明的应急供能单元的一个有利的结构中，能量转换器包 括液压泵和/或发电机。从而，可选择地为飞机液压和/或电气机栽系统 提供应急供能用来至少保持基本功能成为可能。
根据另一个的有利的结构，冲压空气涡轮形成有至少一个螺旋推进
器。由于它的紧凑设计，螺旋推进器更容易安装在气流道中。另外，螺 旋推进器的效率与传统的多叶片径向推进器的效率相当。此外，分别具 有不同螺距的多个螺旋推进器能一个接着一个设置在驱动轴上，以便更
高效率地利用气流的能量。螺旋推进器也可具有带有可调节螺距角的转 动叶片，以便允许更有效地适应气流的各自流速。也可能在驱动轴中提 供附加连接元件，这样沖压空气涡轮能首先以减少磨损的方式在无负载 条件下起动至它的需要速度，并且然后通过能量转换器的连接件仅与冲 压空气涡轮连接。
根据一个有利的结构，能量转换器是冲压空气涡轮的组成构件。这可 以免除用于连接冲压空气涡轮和能量转换器的驱动轴，从而进一步降低结 构费用。在这种情形中，例如液压泵的形式的能量转换器同时形成冲压空 气涡轮毂。
在根据本发明的应急供应单元的另一个有利的结构中，气流通过至
少两个优选地以Y形方式设置的空气通道输送至气流道。因此可以减小 各个进气口的有效流动横截面-具有另外相同的总流动横截面-，其形 成在空气动力学方面的不利的扰动缘，这样，应急供能单元能在空气动 力方面更容易地安装在飞机结构中，例如在着陆襟翼轨道覆盖件的区域 中。这种情况是重要的，特别当应急供能单元安装在机翼盒或机身机头 的区域中时。
根据本发明应急供能单元的另 一个结构，气流道中的气流通过至少 一个关闭元件控制。当应急供能单元处于备用模式时，关闭元件完全关 闭，这样气流不能到达沖压空气涡轮，且因此没有动能从后者传递至能 量转换器。例如，如果应急供能单元安装在着陆襟翼轨道覆盖件中，关 闭元件可成型为该着陆襟翼轨道覆盖件的可枢轴旋转部件，这样与着陆 襟翼轨道覆盖件的其他构件一起，在备用模式中关闭元件形成独立的、 空气动力学平滑的外部轮廓。然后，为了将应急供能单元变为工作模式， 例如由于全部供能单元故障或类似情况飞机处于紧急应急情形，如果应 急供能单元安装在着陆襟翼轨道覆盖件中，关闭元件或可枢轴旋转覆盖 部件逐步开启直到气流道中的气流达到其最大强度(full strength )，且 沖压空气涡轮将它的最大输出传递至能量转换器。由于控制副翼的逐步 开启，沖压空气涡轮不是突然承受最大沖击压力，这样保证了平稳启动。
一般而言，单个关闭元件或多个关闭元件也可替换地以滑阀、蝶形阀或 以不同方式致动的阀制成。
在应急供能单元的另一个有利的结构中，单个关闭元件或多个关闭 元件可机械和/或电动遥控操纵。这在紧急情况中通过飞机工作人员保 证了应急供能单元的可靠运行，即该运行大大地独立于其他机栽系统功 能。
应急供能单元的其他有利的结构在所附权利要求中示出。
图l是根据本发明的安装在飞机机翼下方着陆襟翼轨道覆盖件中的 应急供能单元的示意性剖视图，和
图2是气流道可替换实施例的剖视图。
具体实施例方式
图中在所有情况下相同结构元件具有相同附图标记。 图l是应急供能单元的示意性剖视图。
根据本发明的应急供能单元1包括通过驱动轴3与能量转换器4直 接连接的冲压空气涡轮2以及其他组件，即没有传动元件的介入，所述 元件由外壳5基本上同轴地包围从而形成气流道6。
外壳5或气流道6优选地为圆形剖面几何形状，但也可以至少部分 是椭圆、卵形或有角的剖面几何形状。例如，外壳5可使用基本上同心 地包围冲压空气涡轮2的管道、柔性管或类似物成型。
驱动轴3可选择地具有未示出的联接器。从而，冲压空气涡轮2能 在空载条件下以小磨损的方式起动，直到冲压空气涡轮2达到需要的速 度，并且能量转换器依靠联接器连接。
在所示实施例中，应急供能单元1设置在未示出的飞机机翼7下方， 在所谓着陆襟翼轨道覆盖件8中。用虚线示出关闭位置的关闭元件11 位于机翼前缘10的区域中的进气口 9的区域中。例如形成控制副翼的
关闭元件11可枢转地保持在枢轴点12上，如方向箭头13所示。关闭 元件11优选地使流过气流道6并从外面进入应急电源单元的气流14的 容积流量无级变化。
关闭元件ll也可替换地成型为滑阀，蝶形阀，夹紧阀，以不同方式作 用的阀或相似物。决定因素是气流道6的有效流动横截面优选地利用关闭 元件11在零和最大值之间基本上无级地变化。关闭元件11优选地以纯机 械方式遥控操纵，以便飞机工作人员在紧急情况能不依靠电气和/或液压机 载系统而致动应急供能单元1，即将其从备用模式变为工作模式。关闭元 件11可替代地成型以便它能通过遥控电动和/或^L^地操纵。
当关闭元件11位于实线所示的开启位置时，气流14进入气流道6 且应急供能单元1处于工作模式。在工作模式中，气流14以高速流过 气流道6并引起冲压空气涡轮2旋转。然后，冲压空气涡轮2通过驱动 轴3驱动能量转换器4。另一方面，在备用模式中，形成为控制副翼的 关闭元件11处于虚线示出的关闭位置，且从外面逆着机翼前缘10流动 的气流14不能到达冲压空气涡轮2。优选地，不突然进行应急供能单元 1的备用模式和工作模式之间的转变。关闭元件11更适合在应急时由飞 机工作人员或自动方式逐步开启，使得沖压空气涡轮2不会立即承受全 部气流14，且仅緩慢地获得所需速度。
沖压空气涡轮2优选地具有所谓螺旋推进器。螺旋推进器特别地具 有更容易整体安装在气流道6中的优点，同时具有与多叶片径向推进器 相当的效率。可替换地，可以在驱动轴3上设置多个螺旋推进器，每个 螺旋推进器具有不同的螺距以便更有效地利用气流14的能量。螺旋推 进器也可形成为螺距角可调整的。
根据本发明，当从备用模式转变至工作模式时，驱动轴3的空间位 置不发生改变或在沖压空气涡轮2和能量转换器4之间的力流动方向不 发生任何种类的改变。当根据本发明的应急供能单元1在备用模式和工 作模式之间进行转变时，冲压空气涡轮2、驱动轴3和能量转换器4的 位置决不发生变化，这样可获得各种安装选择。
例如，能量转换器4可为液压泵和/或发电机。在紧急情况中、即在 动力单元全部故障时，飞机的机栽液压系统依靠液压泵供应例如充足的液压以保证飞机的可控性。从而，保持飞机的基本可操纵性，例如，当 执行滑翔时获得可控制的紧急降落。
在流过冲压空气涡轮2后，气流14经也设置在机翼7下方的出气 口15离开气流道6。在图l所示实施例中，出气口15也能通过关闭元 件16封闭，以便避免当应急供能单元1处于备用模式时破坏空气动力 性。但在出气口 15前面的附加关闭元件16对于应急供能单元1的基本 功能是非必要的。
图2示出具有两进气口和两出气口的气流道的可替换结构的变型。
沖压空气涡轮2通过驱动轴3与能量转换器4直接连接，且在所示 实施例中也整体安装在机翼7下方的着陆襟翼轨道覆盖件8中。冲压空 气涡轮2由形成气流道6的外壳5基本上同心地包围。但是，与图l所 示不同，气流道6具有两进气口 17、 18，它们以Y形方式结合在一起 而形成气流道6。在流过气流道6或冲压空气涡轮2之后，气流14通过 两出气口 19、 20返回环境中。
各自的关闭元件21、 22位于进气口17、 18的区域中，在所示实施 例中关闭元件形成为蝶形阀。气流道6中的气流14优选地通过蝶形阀 在零和最大值之间无级地调节。从而，在应急情形中，冲压空气涡轮2 可以緩慢且少磨损地启动。仅在蝶形阀完全开启之后，冲压空气涡轮2 承受全部气流14,且将它的最大输出传递给能量转换器4。关闭元件21、 22或蝶形阀可通过遥控手动和/或电动搮纵。可选的关闭元件23、 24另 外设置在出气口 19、 20处，在所示实施例中其也形成为蝶形阀。关闭 元件23、 24也能通过遥控机械地和/或电动地操纵，且当应急供能单元 1处于备用模式时，主要用于保证着陆襟翼轨道覆盖件8的外轮廓基本 上封闭，以便改善空气动力性，
图2中结构变型的优点特别地在于气流道6的整体横截面不需要通 向外部。相反，基本上以Y形方式设置的两进气道25、 26仅在冲压空 气涡轮2之前合并在一起形成(主)气流道6。因此，气流道6在能量 转换器4的区域中再以基本上Y形方式分成两出气道27、 28。在所示 实施例中，与气流道6的横截面相比，进气道25、 26和出气道27、 28 在任何情况下具有大约仅一半的有效流动横截面，这样它们能以在空气
动力学方面较少干扰的方式整体安装在飞机结构中。因此，+艮据本发明 的应急供能单元l能以更大的灵活性和独立于结构环境或边界条件而整
体安装在飞机结构中。另外，两个流锥(flow cone) 29、 30 i殳置在进 气口 17、 18和出气口 19、 20的区域中，以便进一步改善空气动力性。 流锥29、 30可选择地具有可变横截面区域。因此，根据图2的结构变 型例如可简单地设置在飞机的机身头部的区域中或机翼盒的区域中。
与具有在气流中自由旋转的径向推进器的公知应急系统相比，根据 本发明的应急供能单元不需要依靠复杂且易故障的用于旋转推进器的 枢轴臂来将径向推进器枢轴旋转入气流中。
在图l所示根据本发明的应急供能单元的情况中，开启关闭元件11 足够旋转冲压空气涡轮2且驱动通过驱动轴3直接连接的能量转换器4。 可以取消在用于保证径向推进器枢转的公知应急系统的情况中所必需 的、需要大量维护的复杂、易故障的锥齿轮传动。
根据本发明，应急供能单元保持固定，即在每种模式中固定在着陆 襟翼轨道覆盖件8中或可替换安装位置的区域中。当应急单元l从备用 模式变为工作模式时，根据本发明不需要驱动轴3空间位置的变化或驱 动轴3的力流动方向的变4t。
此外，由于关闭元件ll， 16优选地仅慢慢开启，所以当从非运行状 态变为工作模式时，冲压空气涡轮2不是突然暴露给全部气流，这样大 大避免了对沖压空气涡轮2的损坏，例如由于可能刺穿机身舱的机翼部 件脱离。
由于以气流道6的外壳5的形式的大范围密封，除了着陆襟翼轨道 覆盖件8的区域中的所述整体安装位置之外，根据本发明的应急供能单 元1也可以在其他、可替换的具有有限空间条件的安装位置整体安装在 飞机结构中。
因此根据本发明的应急供能单元1的完全密封的整体设计允许在飞 机结构中的多个安装选择。例如应急供能单元1能整体安装在机翼盒的 区域中。为此，仅需要在用于根据图2的结构变型的机翼盒的区域中提 供合适的进气口和相应的出气口。在该安装变型的情况中，能量转换器4或液压泵以非常短的距离连接到飞机液压系统的通常位于机翼盒的区 域中的中心节点(central node)。当将应急供能单元1整体安装在着陆 襟翼轨道覆盖件8中时，直到现在也不可避免的穿过机翼的液压管路的 复杂安装被消除。通过这种特别地安装变型，应急供应单元l的操纵可 靠性和故障安全性进一步增加，且同时重量被减小。
将应急供能单元1整体安装在机身头部的区域中或飞机垂直尾翼表面 的区域中也是可能的。将两个或更多应急供能单元，例如对称地，整体安 装在飞^翼的各自着陆襟翼轨ii^盖件中基本上也是可能的。
附图标记列表
1应急供能单元
2冲压空气涡轮
3驱动轴
4能量转换器
5外壳
6气流道
7机翼
8着陆襟翼轨道覆盖件
9进气口
10机翼前缘
11关闭元件(进气口 )
12枢轴点
13方向箭头
14气流
15出气口
16关闭元件(出气口 )
17进气口
18进气口
19出气口
20出气口
21关闭元件
22关闭元件
23关闭元件
24关闭元件
25进气道
26进气道
27出气道
28出气道
29流锥
30流锥
权利要求
1.一种应急供能单元(1)，包括适于由气流(14)驱动的冲压空气涡轮(2)，且还包括能量转换器(4)，所述能量转换器(4)在紧急情形时至少部分保持飞机上机载液压系统和电气系统中至少一个发挥功能，其中所述能量转换器(4)适于由所述冲压空气涡轮(2)驱动，且所述应急供能单元(1)能够选择性地进入备用模式或工作模式，其特征在于，至少所述冲压空气单元(2)由形成气流道(6)的外壳(5)基本同心地包围，且所述能量转换器(4)通过驱动轴(3)与所述冲压空气涡轮(2)直接连接，且所述气流(14)能够通过至少一个进气口(9、17、18)传送至所述冲压空气涡轮(2)，其中当在备用模式和工作模式之间转变时，所述冲压空气涡轮(2)相对于飞机的位置保持不变，且每个进气口(9、17、18)和出气口(15、19、20)适于由关闭元件(11、16、21、22、23、24)关闭，所述关闭元件在备用模式中配合到飞机外轮廓中从而最优化空气动力性。
2.如权利要求1所述的应急供能单元(1)，其特征在于，所述能 量转换器(4)包括液压泵和发电机中的至少一个。
3.如权利要求1或2所述的应急供能单元(1)，其特征在于，所 述冲压空气涡轮(2)包括至少一个螺旋推进器。
4.如权利要求1至3中任一项所述的应急供能单元(1)，其特征 在于，所述能量转换器(4)是所述冲压空气涡轮(2)的组成构件。
5. 如权利要求1至4中任一项所述的应急供能单元(1),其特征 在于，所述气流(14 )通过特别地以Y形方式设置的至少两个进气道(25、 26)传送至所述气流道(6)。
6. 如权利要求1至5中任一项所述的应急供能单元(1)，其特征 在于，在所述气流道(6)中的所述气流(14)能够由所述关闭元件(ll、 16、 21 — 24)控制。
7.如权利要求1至6中任一项所述的应急供能单元(1 )，其特征 在于，所述关闭元件(ll， 16， 21-24)适于机械地和/或电动地遥控操 纵。
8. 如权利要求1至7中任一项所述的应急供能单元(1 )，其特征 在于，至少一个应急供能单元(1)固定地整体安装在机翼下方的着陆 襟翼轨道覆盖件(8)内部。
9. 如权利要求1至8中任一项所述的应急供能单元(1 )，其特征 在于，至少一个应急供能单元(1)固定地整体安装在机翼盒区域中的 飞机机身内部。
10. 如权利要求1至9中任一项所述的应急供能单元(1 )，其特征 在于，至少一个应急供能单元(1)固定地整体安装在飞机机身机头的 区域中。
全文摘要
本发明涉及一种应急供能单元(1)，其具有冲压空气涡轮(2)，其由气流(14)驱动；和能量转换器(4)，其用于在紧急情形时至少部分保持机载液压系统和/或电气系统的功能，其中能量转换器(4)通过冲压空气涡轮(2)驱动且应急供能单元(1)可选择地达到备用模式或工作模式。根据本发明，至少冲压空气涡轮(2)由形成气流道(6)的外壳(5)完全同心地包围，且能量转换器(4)通过驱动轴(3)与冲压空气涡轮(2)直接连接，气流(14)通过至少一个进气口(9、17、18)传送至冲压空气涡轮(2)，其中当在备用模式和工作模式之间变化时，冲压空气涡轮(2)的空间位置保持完全不变。冲压空气涡轮(2)安装在气流道(6)中导致根据本发明的应急供能单元(1)的紧凑和节省空间设计，这样提供多种另外的安装选择，例如在机翼(7)下方的着陆襟翼轨道覆盖件(8)中。此外，应急供能单元不具有枢轴臂且具有通过驱动轴(3)的冲压空气涡轮(2)与能量转换器(4)的直接连接件，该应急供能单元(1)的充分完全密封形式结构简单，且因此大大允许具有更大故障安全性的免维护操作。
文档编号B64D41/00GK101374724SQ200780003413
公开日2009年2月25日 申请日期2007年1月23日 优先权日2006年1月24日
发明者乌韦·洪特曼 申请人:空中客车德国有限公司