专利名称：用于对航天器的爆炸区域进行通风的系统和方法
技术领域：
本发明涉及对空中交通工具，特别是飞机的爆炸危险区域进行通风的系统和方法。
背景技术：
在航天器上，通过使空箱区域充满惰性气体(例如，氮)可以最小化燃料箱中的爆 炸风险。惰性气体防止在燃料表面上方形成爆炸气体混合物。然而，在航天器的邻接燃料 箱的区域中，一般不可以借助于惰性气体进行惰化。为此原因，这种爆炸危险区域传统上借 助于箔片来绝缘。而且，设置在这些区域中且可能产生火花或在操作时形成高表面温度的 部件为防爆炸设计且装备有专门的绝缘部。最后，爆炸危险的航天器区域被强烈地进行通 风和排空，其中将实现每分钟3至5次的空气交换率。典型地，为了对爆炸危险的航天器区域进行通风，提供分立的系统，该系统被设计 成，在航天器的所有操作情况下保证爆炸危险的航天器区域的充分通风和排空以及设置在 爆炸危险的航天器区域中的热负载部件的充分冷却。已知的通风系统包括例如冲压空气通 道，在航天器航行期间，空气经过该冲压空气通道被引导到待通风的航天器区域中，从而降 低爆炸风险。另一方面，在航天器在地面上的操作期间，风扇确保空气充分供应到待通风的 航天器区域。安装分立的通风系统产生额外成本、增加的重量和对用于驱动风扇的额外能 量的需求，该风扇为电操作或借助于由发动机排出的空气而操作。
发明内容
本发明的根本目的在于提供一种用于对爆炸危险的航天器区域进行通风的系统， 其操作可靠、具有简单结构且节省重量和安装空间。本发明的另一根本目的在于指出一种 相应的用于对爆炸危险的航天器区域进行通风的方法。该目的通过一种具有权利要求1所指出的特征、用于对航天器的区域进行通风的 系统以及一种具有权利要求7所指出的特征、用于对航天器的区域进行通风的方法实现。根据本发明的用于对航天器的爆炸危险区域进行通风的系统包括冲压空气通道， 该冲压空气通到具有空气进口，用于将周围空气供给到所述冲压空气通道中。所述冲压空 气通道的空气进口可被设计为例如NACA(美国国家航空咨询委员会)入口的形式。而且在 必要时，所述冲压空气通道可包括扩散器。所述冲压空气通道的空气出口用于在空气流过 该冲压空气通道之后将空气从该冲压空气通道移除回到环境中。所述冲压空气通道被设计 为将冷却空气供给到航天器上待冷却的设备。该待冷却的设备可例如为航天器冷却系统的 一部分。优选地，根据本发明的通风系统的所述冲压空气通道用于将冷却空气供给到航天 器冷却系统的制冷机的冷凝器。原则上，流过所述冲压空气通道的空气可作为冷却空气被 直接供给到待冷却的设备并例如被吹过待冷却的设备。然而，可替换地，流过所述冲压空气 通道的空气的冷却能量可通过合适的设备(例如换热器)被传递到待冷却的设备。根据本发明的通风系统进一步包括通风管路，该通风管路从所述冲压空气通道叉开，并具有用于供给流过所述冲压空气通道的空气的空气进口。所述通风管路的空气出口 被连接到航天器的待通风区域，例如连接到航天器的爆炸危险区域。从所述冲压空气通道 转移的空气因此可经过所述通风管路被供给到待通风的航天器区域。换言之，在根据本发 明的通风系统中，不需要额外的冲压空气通道来通风。相反，仅一个冲压空气通道用于将周 围空气供给到航天器上的待冷却的设备，并用于将新鲜空气供给到航天器的待通风区域。 因此，根据本发明的系统为集成的冷却通风系统。因此，可以无需分立的通风设备，由此产 生重量和安装空间减小的优点。在待通风的航天器区域中，可设置另一热负载设备，例如电 子元件或类似物。经过所述通风管路供给到待通风的航天器区域的空气于是用于同时冷却 热负载元件。在根据本发明的用于对航天器的爆炸危险区域进行通风的系统中，蓄能器被设置 在所述冲压空气通道与所述通风管路的空气进口之间，并被设计为将通过所述冲压空气通 道传送的空气流的动压力至少部分地转化成静压力。借助于累积在蓄能器中的静压力，在 流过所述通风管路期间出现的空气流压力损失可以有利的方式得到补偿。因此，可以实现 经过所述通风管路的恒定体积的空气流以及在空气离开所述通风管路的空气出口时的均 勻的流动剖面。与其中流过冲压空气通道的空气在不提供蓄能器情况下经过通风管路从冲压空 气通道转移的动态布置相比，在根据本发明的系统中，可以省去额外的流动控制设备，例如 设置在冲压空气通道中以保证充分的空气流通过通风管路的冲压空气通道排气阀或专门 的动力风扇。而且，在根据本发明的用于对航天器的爆炸危险区域进行通风的系统中，传送 到所述通风管路中的空气不必从经过该冲压空气通道传送的空气流的核心流(其具有较 高的静压力)中移除。相反，沿冲压空气通道壁流动并具有高流动速率和低静压力的空气 可从所述冲压空气通道(蓄能器中的流通“条件”)转移并最终供给到所述通风管路。因此， 避免了所述冲压空气通道中的空气流的紊乱，同时使充分的空气供给到所述通风管路中。优选地，所述蓄能器被设计为，借助于将经过所述冲压空气通道传送的空气流的 动压力的至少一部分转化成静压力，出现在所述通风管路中的压力损失基本得到补偿。原 则上，所述蓄能器中的质量流的增加导致该蓄能器中的静压力的增加。因此，在所述蓄能器 中产生的静压力越高，则所述蓄能器的空气进口被设计得越大，且所述蓄能器的空气进口 到达经过所述冲压空气通道传送的空气流越远。所述蓄能器的设计因此可有利地适于所述 通风管路的设计。例如，被设计为窄长喷嘴形式且在流动期间出现高压损失的通风管路可 与具有相对较大空气进口的蓄能器组合。这可以使被设计为喷嘴形式的通风管路承受足够 高的静压力。所述蓄能器也可被设计为能够实现流动控制。例如，通过合适地设计所述蓄 能器，可实现流动的稳定，并由此可实现所述通风管路中的流动的更好整流。 如所述，所述蓄能器具有空气进口，流过所述冲压空气通道的空气可经过该空气 进口进入所述蓄能器。在该情况下，所述蓄能器的空气进口在尺寸上适于在航天器的待通 风的爆炸危险区域中实现每分钟5次的空气交换率。所述蓄能器优选包括并入所述冲压空 气通道的壁中的导气罩。所述蓄能器的空气进口区可被定位为与流过所述冲压空气通道的空气的流动方 向基本成直角，并面向该空气流。这允许充分的空气质量流到所述蓄能器中。在所述冲压空气通道中可设置有风扇，该风扇特别在航天器在地面上的操作期间确保通过所述冲压空气通道的适当流动。该风扇在所述冲压空气通道中优选位于所述蓄能 器的上游。在根据本发明的通风系统的优选实施例中，所述航天器的待通风区域被提供有至 少一个空气排放开口，用于将经过所述通风管路供给到待通风区域的空气移除。该至少一 个空气排放开口可将所述航天器的待通风区域连接到环境，并被例如设置在所述航天器的 外皮中。优选地，该至少一个空气排放开口被设置在航天器外皮的区域中，该区域邻近所述 冲压空气通道的空气出口。在所述冲压空气通道的空气出口处的高空气出口速度在该冲压 空气通道的出口附近产生真空，并因此引发喷射流，该喷射流促进空气从航天器的待通风 区域移除。因此，由于将待通风区域的至少一个空气排放开口布置在所述冲压空气通道的 空气出口附近，保证从待通风区域适当地移除供给到待通风区域的净化空气。在根据本发明的对航天器的爆炸危险区域进行通风的方法中，周围空气经过冲压 空气通道被供给到航天器上的待冷却的设备，例如供给到航天器空调系统的制冷机的冷凝 器。流过所述冲压空气通道的空气进一步经过通风管路被供给到航天器的待通风区域。航 天器的待通风区域例如为邻近燃料箱的航天器区域，且需要进行充分通风来防止形成爆炸 气体混合物。除此之外，供给到待通风区域的空气也可用作冷却空气来冷却设置在待通风 区域中的热负载部件，例如电子元件或类似物。在空气进入所述通风管路之前，经过所述冲 压气体通道传送的空气流的动压力在蓄能器中被至少部分地转化成静压力，所述蓄能器被 设置在所述冲压空气通道与所述通风管路的空气进口之间。优选地，借助于将经过所述冲压空气通道传送的空气流的动压力的至少一部分转 化成静压力，出现在所述通风管路中的压力损失基本得到补偿。优选地，在航天器在地面上的操作期间，经过所述冲压空气通道的空气流通过设 置在所述蓄能器上游并在所述冲压空气通道中的风扇产生。优选地，由于通过从所述冲压空气通道的空气出口离开的空气流引发的喷射流， 经过所述通风管路供给到航天器的待通风区域的空气通过至少一个空气排放开口从待通 风区域被抽吸到环境中。
现在详细参照附图描述根据本发明的用于对航天器的爆炸危险区域进行通风的 系统的优选实施例，附图示出图1为用于对航天器的爆炸危险区域进行通风的系统的整体图示，以及图2为在冲压空气通道前叉开的通风管路以及设置在冲压空气通道与通风管路 的空气进口之间的蓄能器的三维细节图。
具体实施例方式在图1中示出用于对航天器的爆炸危险区域12进行通风的系统10。该爆炸危险 的航天器区域12邻近航天器的燃料箱(其未在图1中示出)。为此原因，煤油蒸汽有可能 渗入区域12。在航天器区域12中设置有控制单元形式的热负载部件14。为了防止在区域 12中形成爆炸气体混合物并由此使燃料爆炸的风险最小化，爆炸危险的航天器区域12必 须进行充分通风。而且，热负载部件14产生高热负载，该高热负载必须从航天器区域12中移除。通风系统10包括冲压空气通道16，该冲压空气通道16具有空气进口，该空气进 口未在图1中示出且被设计为NACA入口的形式，用于将周围空气供给到冲压空气通道16。 冲压空气通道16的空气进口如空气出口 18那样形成在航天器的外皮20中。冲压空气通 道16用于将冲压空气以及冷却能量供给到航天器冷却系统的制冷机的冷凝器。通风管路22从冲压空气通道16叉开。通风管路22包括空气进口 24以及空气出 口 26，且被设计为相对较窄的细长喷嘴的形式，其基本在冲压空气通道16的整个宽度上延 伸，该冲压空气通道16具有基本矩形截面(见图2)。通风管路22的空气出口 16向外通到 待通风的航天器区域12，使得流过冲压空气通道16的空气可经过通风管路22被引导到待 通风区域12。设置在冲压空气通道16与通风管路22的空气进口 24之间的蓄能器28用于将经 过冲压空气通道16传送的空气流的动压力至少部分地转化成静压力。特别根据图2明显 的是，蓄能器28包括并入冲压空气通道16的壁中的导气罩30。蓄能器28的空气进口区 32被定位为与流过冲压空气通道16的空气的流动方向基本成直角，并面向该空气流。设置 在蓄能器28的空气进口区32的区域中的栅格34确保对蓄能器28的空气进口区32的区 域的合适流动控制。蓄能器28被设计为，借助于将经过冲压空气通道16传送的空气流的至少一部分 动压力转化成静压力，出现在通风管路22中的压力损失基本得到补偿。这允许向通风管路 22中的空气供给足以在待通风的航天器区域12中实现每分钟5次的空气交换率。而且，蓄 能器28中的流动稳定，从而可以在通风管路22的整个宽度上实现更好的整流以及均勻的 流动分布。最后，蓄能器28的导气罩30在尺寸上适于使供给到蓄能器28的空气可以基本 从沿冲压空气通道壁流动的空气层移除，因此经过冲压空气通道16传送的空气流的核心 流不会紊乱。风扇36被设置在冲压空气通道中且在蓄能器28的上游。该风扇用于在航天器在 地面上操作期间产生通过冲压空气通道16的必需空气流。在必要时，风扇36当然也可在 航天器航行期间启动。然而，风扇36不被设计用于确保经过通风管路22的充分的空气流 动速率，而是仅仅用于将空气供给到航天器制冷机的待冷却的部件。通过蓄能器28以及通 过通向导气罩30的入口设计，经过通风管路22的空气流基本得到控制。在流过航天器区域12之后，经过通风管路22供给到区域12的空气必须被吹出区 域12，以保证所需的每分钟5次的高空气交换率以及热从热负载部件14中的充分移除。从 区域12移除空气通过形成在航天器外皮20中的空气排放开口 38实现。空气排放开口 38 在航天器外皮20中形成为邻近冲压空气通道16的空气出口 18。来自冲压空气通道16的 空气出口 16的较高空气出口速度导致在冲压空气通道16的空气出口 18的区域中产生真 空。因此，引发喷射流，空气借助于该喷射流经过空气排放开口 38被吸出航天器区域12。 因此，空气排放开口 38邻近冲压空气通道16的空气出口 18的布置促进空气离开爆炸危险 区域12的流动。
权利要求
一种用于对航天器的区域(12)进行通风的系统(10)，包括冲压空气通道(16)，该冲压空气通道(16)具有用于将周围空气供给到该冲压空气通道(16)的空气进口以及空气出口(18)，其中所述冲压空气通道(16)被设计为将空气供给到所述航天器上的待冷却的设备；以及通风管路(22)，该通风管路(22)具有用于将流过所述冲压空气通道(16)的空气供给到该通风管路(22)的空气进口(24)以及空气出口(26)，其中所述通风管路(22)被设计为将空气供给到所述航天器的待通风的所述区域(12)；其特征在于蓄能器(28)，该蓄能器(28)被设置在所述冲压空气通道(16)与所述通风管路(22)的所述空气进口(24)之间并在所述冲压空气通道(16)的壁的区域中，并被设计为将经过所述冲压空气通道(16)传送的空气流的动压力至少部分地转化成静压力。
2.根据权利要求1所述的通风系统，其特征在于，所述蓄能器(28)被设计为，借助于将 经过所述冲压空气通道(16)传送的空气流的所述动压力的至少一部分转化成静压力，在 所述通风系统的操作期间出现在所述通风管路(22)中的压力损失基本得到补偿。
3.根据权利要求1或2所述的通风系统，其特征在于，所述蓄能器(28)包括并入所述 冲压空气通道(16)的壁中的导气罩(30)。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的通风系统，其特征在于，所述蓄能器(28)的空 气进口区(32)被定位为与流过所述冲压空气通道(16)的空气的流动方向基本成直角，并 面向该空气流。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的通风系统，其特征在于风扇(36)，该风扇(36) 被设置在所述冲压空气通道(16)中并在所述蓄能器(28)的上游。
6.根据权利要求1至5中任一项所述的通风系统，其特征在于，所述航天器的待通风 的所述区域(12)被提供有至少一个空气排放开口(38)，用于将经过所述通风管路(22)供 给到待通风的所述区域(12)的空气移除到环境中，其中所述空气排放开口(38)被设置在 航天器外皮(20)的一区域中，该区域邻近所述冲压空气通道(16)的所述空气出口(18)，并 且，从所述冲压空气通道(16)离开的空气流在该区域中引发喷射流。
7.一种用于对航天器的区域(12)进行通风的方法，包括步骤经过冲压空气通道(16)将周围空气供给到所述航天器上的待冷却的设备；以及经过通风管路(22)将流过所述冲压空气通道(16)的空气供给到所述航天器的待通风 的所述区域(12)中，其特征在于，在所述空气进入所述通风管路(22)之前，经过所述冲压空气通道(16)传 送的空气流的动压力在蓄能器(28)中被至少部分地转化成静压力，所述蓄能器(28)被设 置在所述冲压空气通道(16)与所述通风管路(22)的空气进口(24)之间并在所述冲压空 气通道(16)的壁的区域中。
8.根据权利要求7所述的通风方法，其特征在于，借助于将经过所述冲压空气通道 (16)传送的空气流的所述动压力的至少一部分转化成静压力，在所述通风方法的实施期间 出现在所述通风管路(22)中的压力损失基本得到补偿。
9.根据权利要求7或8所述的通风方法，其特征在于，经过所述冲压空气通道(16)的 空气流在所述航天器在地面上的操作期间通过风扇(36)产生，该风扇(36)被设置在所述 冲压空气通道(16)中并在所述蓄能器(28)的上游。
10.根据权利要求7至9中任一项所述的通风方法，其特征在于，由于通过从所述冲压 空气通道(16)的空气出口(18)离开的空气流引发的喷射流，经过所述通风管路(22)供给 到所述航天器的待通风的所述区域(12)的空气通过至少一个空气排放开口(38)从待通风 的所述区域(12)被抽吸到环境中。
全文摘要
本发明涉及一种用于对航天器的爆炸区域(12)进行通风的系统(10)，该系统(10)包括冲压空气通道(16)，该冲压空气通道(16)具有用于将周围空气供给到该冲压空气通道(16)中的空气进口以及空气出口(18)。所述冲压空气通道(16)被配置为将空气供给到所述航天器上的待冷却的设备。通风管路(22)具有用于将流过所述冲压空气通道(16)的空气供给到所述通风管路(22)的空气进口(24)以及空气出口(26)。所述通风管路(22)被配置为将空气供给到所述航天器的待通风区域(12)。蓄能器(28)被设置在所述冲压空气通道(16)与所述通风管路(22)的所述空气进口(24)之间，所述蓄能器被配置为将经过所述冲压空气通道(16)引导的空气流的动压力至少部分地转化成静压力。
文档编号B64D37/32GK101952172SQ200980105376
公开日2011年1月19日 申请日期2009年2月11日 优先权日2008年2月15日
发明者威尔逊·维·卡萨斯诺列加, 德克·卡斯特尔 申请人:空中客车作业有限公司