专利名称：飞行器短舱的尾段以及配备这种尾段的短舱的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种飞行器短舱尾段以及涉及一种配备这种尾段的短舱。
背景技术：
现有所技术已经公开由两个半部形成的飞行器短舱尾段，所述两个半部限定出 _用于容纳涡轮喷气发动机的中央部分；-围绕着所述中央部分定位的冷空气环形流动路径；以及 _位于所述中央部分下方的至少一个六点钟位置的空腔。 在这种现有技术装置中，六点钟位置的空腔一其名称源于其在短舱区段的圆形 横截面上的位置(与表面上指针的位置相类似)一用于容置涡轮喷气发动机和短舱的操作 用的各种管道和电缆。 由于涡轮喷气发动机靠近该六点钟位置的空腔，因此该空腔内部的温度会达到极 高的值。 这对于设置在该空腔内部的部件来说是非常容易引发故障的，特别是对于电缆而 言，因为这些电缆在暴露于热环境时会严重故障甚至着火。
发明内容
本发明的重要目标就是克服这些缺点。 发明的这个目标是通过由两个半部形成的飞行器短舱尾段而实现，所述两个半部 限定出-用于容纳涡轮喷气发动机的中央部分；-围绕着所述中央部分定位的冷空气环流路径；以及-位于所述中央部分下方的至少一个六点钟位置的空腔， 其特征在于，该飞行器短舱尾段包括至少一个管路，其使所述环形流动路径与所 述六点钟位置的空腔流体连通。 由于这个管路的存在，冷空气能够从冷空气环形流动路径排出并且被运送到六点 钟位置的空腔。 这些冷空气能够补偿从六点钟位置的空腔内部泄漏出的空气，并使该空腔中的压 力能够升高到高于设置涡轮喷气发动机的中央部分中的压力。
由于这种较高的压力，由涡轮喷气发动机产生的热空气不再象其在现有技术中那
样泄露到六点钟位置的空腔，尤其是经由短舱尾段的两个半部相交的结合部位。 因此，六点钟位置的空腔内部的温度能够保持在相对较低的范围内，与设置在该
空腔内部的各种部件(管路、线缆)的热性能相符合。 根据该短舱尾段的其它可选择特征-该尾段在每个所述半部上均包括管路，这种特别 的配置使得能够将大量的冷空 气运送到六点钟位置的空腔中；
-所述管路穿过该尾段的内部结构的面板，这种配置具有简单化的优点，原因是它 不需要对已有的短舱尾段进行大的改动；-该尾段包括至少一个闭锁装置，该闭锁装置连接所述半部并且位于所述中央部 分与所述六点钟位置的空腔之间，这种闭锁装置的需要起到将尾端的两个半部结合在一起 的作用，由于六点钟位置的空腔内部的升高的压力，这种闭锁装置不再受到对于制成它的 部件的寿命有害的热空气流的影响；-所述六点钟位置的空腔包括至少一个压力释放舱口盖，这个舱口盖被设计成在
六点钟位置的空腔中的管路、特别是压縮空气管道爆炸的情况下打开，由于允许冷空气进
入到该空腔，因此从该舱口盖外围泄漏到外界的任何空气都得到补偿；-所述空腔包括阻焰器；-该尾段包括推力反向装置；以及-所述推力反向装置是叶栅式的。 本发明还涉及一种飞行器短舱，其特征在于包括根据前面所述的尾段。
通过接下来的描述以及通过参考附图，本发明的其它特征和优点将变得明显，其 中-图1以立体图的方式显示了根据本发明的短舱，该短舱配备有根据本发明的尾 段； _图2是穿过图1中的短舱的区域的横截面，该区域由图1中的箭头II指示；以 及 _图3显示了图2中区域111的放大图。
具体实施例方式
参考图l，显示了根据本发明的短舱l，该短舱l固定到吊架3，该吊架被安装到飞 行器(未示出)的机翼下方。 如其本身被公知的那样，短舱1包括能够将外部空气向着设置在短舱1内部的涡 轮喷气发动机7引导的前段5、围绕着风扇(未示出)的中间段9以及围绕着涡轮喷气发动 机7定位的尾段11。 尾段11由两个半部13a、13b形成，所述半部能够彼此分开，用于维修操作。
在如箭头II所指示的两个半部13a、13b相交处的下部区域内，具有空腔15，在图 2中可见，该空腔被称为"六点钟位置的空腔"，并且由舱口盖17关闭。
如果现在更详细地参看图2，会注意到，尾段ll的每个半部13a、13b均包括固定到 下梁21a、21b的内部结构面板19a、 19b，每个下梁均支承有初级导轨23a、23b以及次级导轨 25a、25b，所述导轨用于容置滑动的推力反向器罩(未示出)。 短舱1的尾段11的半部13a、13b尤其通过闭锁装置27而结合在一起，闭锁装置 27的两个互补的半部分别安装在梁21a和21b上。
两个梁21a、21b相交处的间隙E允许气流通过。 同样地，舱口盖17的外围边缘以不完全气密的方式与分别紧固到梁21a和21b的固定部件协作。 管路29a和29b分别穿过固定壁19a和19b，并且各自以一端通到短舱的冷空气流 动路径31中，而以另一端通到由壁P所界定的区域Z中，该区域与由两个梁21a、21b所限 定的间隙E相连通。 舱口盖17是压力释放舱口，也就是说，如果空腔15内部的管路、特别是压縮空气 管路爆炸，则舱口盖能够打开。 该舱口盖通过鹅颈型铰链33枢转地安装到梁21a上，并且包括与另一个梁21b协 作的一个或多个校准闭锁装置35。 此外，按照惯例，在空腔15内部设置有阻焰器37。 通过前面的描述，根据本发明的装置的工作方式及其优点立即变得明显。 当涡轮喷气发动机7工作时，其将大量的热释放到位于固定壁19a和19b之间的
中间部分C中。 这种极大量的热理所当然地倾向于穿过间隙E泄漏到空腔15中然后泄漏到外部， 特别是由于舱口盖17不是完全气密的。 通过利用管路29a、29b将冷空气从环形流动路径31放出然后将这些冷空气引导 到间隙E，空腔15能够充满冷空气并且压力高于中央区域C内的压力。
这些冷气流通过图2和3中所示的箭头f 1、 f2、 f3来体现。 尽管在舱口盖17的外围处有一些冷空气流失到外部(参见箭头39a、39b)，仍然可 以在空腔15中获得升高的压力。 由于六点钟位置的空腔15相对于中央部分C处在升高的压力下，因此由涡轮喷气
发动机7所产生的热空气会遇到压力阻碍，从而防止热空气朝空腔15转移。 由此，空腔15连同它内部的全部部件能够保持在相对较低的温度，从而避免这些
部件的任意劣化。 这同样适用于闭锁装置27，相比现有技术的装置中的闭锁装置，它们暴露在明显 更低的温度下。 对于上文提出的情况，本发明的方案不但可以应用于具有叶栅式推力反向器的短 舱尾段，而且还更普遍地应用于配备有门式推力反向器的短舱尾段，或者甚至应用于不具 有推力反向器的短舱尾段。 应当指出，还可以在短舱尾段的各个半部上安装多个管路29。 本发明决不局限于以上所描述及示出的实施方式，这些实施方式仅仅作为示例给 出。 由此，可以预先准备使管路29的一部分在冷空气流动路径31内部延伸，因此该部 分配备有多个用于收集冷空气的孔口(以短管的形式)。
权利要求
一种由两个半部(13a，13b)形成的飞行器短舱尾段(11)，所述两个半部限定出-用于容纳涡轮喷气发动机(7)的中央部分(C)；-围绕着所述中央部分(C)定位的冷空气环形流动路径(31)；以及-位于所述中央部分(C)下方的至少一个六点钟位置的空腔(15)，其特征在于，所述尾段包括至少一个管路(29a，29b)，所述至少一个管路使所述环形流动路径(31)与所述六点钟位置的空腔(15)流体连通。
2. 如权利要求l所述的尾段(ll)，其特征在于，所述尾段在每个所述半部(13a，13b) 上都包括一个所述管路(29a，29b)。
3. 如权利要求1和2中的一项所述的尾段(ll)，其特征在于，所述管路(29a，29b)穿 过所述尾段(11)的内部结构的面板(19a，19b)。
4. 如前述权利要求中任一项所述的尾段(ll)，其特征在于，所述尾段包括至少一个闭 锁装置(27)，所述闭锁装置连接所述半部(13a，13b)并且定位在所述中央部分(C)与所述 六点钟位置的空腔(15)之间。
5. 如权利要求l-4中任一项所述的尾段(ll)，其特征在于，所述六点钟位置的空腔 (15)包括至少一个压力释放舱口盖(17)。
6. 如前述权利要求中任一项所述的尾段(ll)，其特征在于，所述空腔包括阻焰器 (37)。
7. 如前述权利要求中任一项所述的尾段(ll)，其特征在于，所述尾段包括推力反向装置。
8. 如权利要求7所述的尾段(ll)，其特征在于，所述推力反向装置是叶栅式的。
9. 一种飞行器短舱(l)，其特征在于，包括如前述权利要求中任一项所述的尾段(11)。
全文摘要
本发明涉及一种飞行器短舱的尾段(11)，该尾段包括两个半部(13a，13b)，所述半部限定出用于接收涡轮喷气发动机(7)的中央部分(C)、围绕着所述中央部分(C)设置的冷空气环形通路(31)、以及设置在所述中央部分(C)下方的至少一个六点钟位置的空腔(15)。该尾段的特征在于包括至少一个管道(29a，29b)，用于所述环形通路(31)与所述六点钟位置的空腔(15)之间的流体相通，从而将六点钟位置的空腔(15)内部的温度维持在相对较低的范围内。
文档编号B64D29/00GK101784443SQ200880102869
公开日2010年7月21日 申请日期2008年6月16日 优先权日2007年8月20日
发明者埃里克·莱科赛, 帕斯卡·格拉尔德·鲁耶, 蒂埃里·勒杜克, 费利克斯·卡里马利 申请人:埃尔塞乐公司