用于飞行器机舱的进气口结构的制作方法

专利名称：用于飞行器机舱的进气口结构的制作方法
用于飞行器机舱的进气口结构本发明涉及一种能够安装在飞行器发动机机舱的中央结构上游的进气口结构。飞机被一个或多个推进组件推动，推进组件各自包括一个置于管状机舱内的涡轮 喷气发动机。每个推进器通过通常定位在机翼下方或机身处的发动机挂架附接至飞行器。机舱的结构通常包括位于发动机上游的进气口、能够围绕涡轮喷气发动机风扇 的中央区段、以及容纳推力反向器装置并能够围绕涡轮喷气发动机的燃烧室的下游区段。 机舱通常终止于喷射管，喷射管的出口位于涡轮喷气发动机的下游。进气口一方面包括进气唇，另一方面包括安装有所述唇的下游结构，该进气唇能 够朝着涡轮喷气发动机最佳地收集需要供应到涡轮喷气发动机的风扇和内部压缩机的空 气，所述下游结构用来将空气适当地朝着风扇叶片引导。该组件附接在风扇壳体(其属于 机舱上游区段)的上游。在飞行时，根据温度和湿度条件，冰会形成在进气唇的外表面处的机舱上。冰或霜 的存在改变了进气口的空气动力性能，并且扰乱了去往风扇的空气流。用于为外表面除霜或除冰的一种解决方法是。用于为外表面除冰和除霜的一种解决方法是防止冰在此外表面上形成，其通过采 用来自于涡轮喷气发动机压缩机的热空气，并将其引导至进气唇，从而对壁进行加热。在文件US4688745中，提出了包括进气结构12的机舱10，该进气结构具有除冰隔 室13。进气结构12能够安装在中央结构14的上游。为了确保进气结构12除冰，供应管15形状的热空气供应装置将从中央结构14得 到的热空气朝着除冰隔室13传送。除冰隔室13由如下部件确定-结合有唇的外壁16，其能够被安装成相对于所述中央结构14在工作状态和维护 状态之间可移动；-术语“运行状态”指的是飞行器能够飞行时的进气结构的构造，“维护状态”指的 是可实现空气输入结构的维护时的进气结构的构造；以及-上游隔壁18。为了形成弯曲供应管，首先将直管插入并穿过在上游隔壁18中的孔，该孔的尺寸 等于所述管的直径。接着，在除冰隔室13中的自由端19相对于直管的主要轴线20弯曲成 等于90°的角度。供应管15和上游隔壁18之间的密封由环形接触板21来提供。不过，除了这种供应装置的实施的复杂性之外，在上游隔壁18和弯曲的供应管15 之间的接合部也不具有良好密封。因此，热空气从除冰隔室13逸出，从而损坏在中央结构 14区域内的对热敏感的某些设备。在专利申请FR07/07049中，提出一种热空气供应装置，其中热空气通过连接到歧 管(所谓的“短笛”(piccolo))的供应管循环。歧管被整体安装在隔壁上。不过，由于传送到供应管中的热空气的压力，大部分的力作用在歧管上，并因此作 用在隔壁上以及进气结构上，使得后者不耐用。此外，将注意到，这些现有技术装置根本不适用于如本申请人提交的专利申请
4FR0608599中所述的LFC( “片状向前移动机罩” (Laminar Forward Cowl))型装置，由此面 临着进气口的可运动部件(与进气口外部面板结合的进气唇)和进气口固定部件(热空气 供应装置和多种设备)之间的密封问题。因此本发明的一个目的在于提供一种包括有效除冰装置的进气结构，其容易应 用，密封并且坚固。为此，根据第一方面，本发明的目的是一种能够安装在飞行器发动机的机舱的中 央结构上游的进气结构，所述进气结构包括_结合有唇的外部隔壁；-上游隔壁，其与外部隔壁一起在所述唇内限定除冰隔室，并包括孔；-热空气供应装置，其用于为除冰隔室供应热空气，所述装置包括热空气供应管和 围绕所述供应管的周向密封元件；其特征在于，所述热空气供应管包括弯曲的自由端，上游隔壁的孔构造成允许自 由端沿着供应管的主要轴线通过，并且所述密封元件包括接触板，该接触板以确保于上游 隔壁处密封的方式围绕所述管。这里的“弯曲”指的是管的主要轴线与自由端的第二轴线不共线。主要轴线和第 二轴线之间形成非零角度，有利地是大致等于90°。上游隔壁的密封允许阻止任何热空气泄漏到中央结构中，并由此将进气结构与机 舱的其它元件热隔离。根据本发明的结构特别有利在于该结构被安装成相对于中央结构在运行状态和 维护状态之间可平移运动。这种构造被公知为LFC( “片状向前移动机罩”)，并且在所述的 专利申请FR0608599中特别描述。在这种情况下，供应装置被安装成固定至中央结构，并且 它必须能够从除冰隔室去除，所述除冰隔室相对于中央结构可平移运动。然而，根据本发明 的结构，在每次供应装置插入上游隔壁的孔中以获得运行状态时均提供有效的密封。根据本发明的进气结构以有效的方式有利地提供除冰，同时还确保上游隔壁处的 良好密封。因此，基本上所有的通过供应管传送的热空气流入到除冰隔室，而不损害进气结 构。实际上，由于供应管是弯曲的事实，热空气以相对于供应管的主要轴线非共线的角度进 入除冰隔室内。在主要轴线和第二轴线所成的角度大致上等于90°的情况下，热空气的流 动方向基本上垂直于主要轴线。因此，热空气周向循环，而不在进气结构的外壁上产生热空 气。本发明的结构允许以平行的方式减小作用在外壁和唇上的压力，并由此减小进气 结构的变形。换言之，除冰隔室内的供应管的弯曲形状允许避免来自发动机的空气在压力 下对唇的直接冲击。事实上，热空气产生的力的方向首先以与上游隔壁垂直的通常的方式 沿着供应管的主要轴线，然后，热空气沿着与主要轴线不共线的第二轴线进入除冰隔室。也 就是说，由于热空气进入到除冰隔室内，压力不指向进气结构的外部隔壁。此外，在本发明的结构中，供应装置的应用被简化。实际上，已被弯曲的供应管通 过上游隔壁的孔进入到除冰隔室内，上游隔壁的孔被构造成允许弯曲的自由端沿着供应管 的主要轴线通过。换言之，在安装供应装置时，操作者不需要在除冰隔室内把自由端弄弯。根据本发明的其它特征，本发明的结构具有一个或多个以下的可以单独考虑或者 根据所有可能组合的任选特征
-所述外部隔壁安装成相对于外部中央结构在运行状态和维护状态之间可移动， 在运行状态，在供应装置和上游隔壁之间形成密封，并且在维护状态，通过将进气结构朝着 机舱的上游滑动而将隔壁和供应装置分开；-所述孔构造成为板和自由端提供通路，这允许供应管容易通过上游隔壁；-同轴的外管至少部分地围绕所述供应管，从而提高供应管与机舱内的其它元件 的热隔离，并在供应管发生断裂时，确保安全功能；_供应管、同轴的外管和接触板形成单一部件，由此避免使用接合类型的附加部 件，从而确保各种元件之间的密封；-接触板具有沿着供应管的自由端的第二轴线大致上拉长的形状，该接触板沿着 所述管的自由端的第二轴线的最长的长度大于所述弯曲的自由端的长度，由此进一步改善 了密封；-为了从所述供应管收集热空气，所述供应管的自由端基本上连接至所述除冰隔 室内的管子，由此可以在除冰隔室内更加均勻地收集和引导热空气；_管子在与供应管相对的端部处具有用于接收供应管的弯曲的自由端的局部开 口，由此使得供应管和管子重叠，因此更好地收集热空气；_管子具有大致上为喇叭口的部分，由此允许从供应管流向管子的空气不中断；-供应管的自由端和管子各自具有用于彼此相对的板，由此提供热空气的良好收 集；-管子的板和管子的壁由单一部件形成，由此限制管子的板和其管子之间的密 封；-两个板相对于弯曲的自由端的第二轴线的角度基本上等于45°，由此改善挤压 运云力(crushing kinematic)禾口密封可靠性；-所述管子在所述弯曲的自由端的每侧延伸，并且该管子具有能够与所述端带有 的互补凸缘环相互作用的开口；_所述开口形成在所述管子的凸起中；-至少一个定心装置设置在接触板与上游隔壁或者与安装在上游隔壁上的轴承元 件之间，由此限制机舱的可移动结构和固定结构之间的相对移动；-上游隔壁或轴承元件包括凹口，该凹口在热空气供应装置沿着供应管的自由端 的第二轴线偏移时接收定心装置，由此当供应装置移动时，允许有利地吸收任何偏移，或者 允许处于中间位置；-密封元件具有至少一个密封接合件，该密封接合件将接触板与上游隔壁或者与 安装在上游隔壁上的轴承元件分开；-接触板和轴承元件具有互补的形状，并且至少两个接合件在所述轴承元件和所 述板之间提供密封。根据另一方面，本发明的目的在于一种用于飞行器发动机的机舱，其特征在于该 机舱包括根据本发明的进气结构。参考附图，在阅读下面的并不详尽的说明书时，将进一步理解本发明，附图中

图1是表示具有现有技术进气结构的机舱的局部侧视图；图2是根据图1的进气结构的局部立体图3是根据本发明的进气结构的供应装置的第一实施例的纵向剖面图；图4是图3的实施例的侧视图；图5是根据本发明的进气结构的供应装置的第二实施例的纵向剖面图；图6是根据本发明的进气结构的供应装置的第三实施例的纵向剖面图；图7是根据本发明的进气结构的供应装置的第四实施例的纵向剖面图；图8是根据本发明的进气结构的供应装置的第五实施例的纵向剖面图；图9是根据本发明的进气结构的供应装置的第六实施例的纵向剖面图；图IOa和IOb是图9的实施例的变型的纵向剖面图，分别处于维护状态和运行状 态。根据图3和4所示的实施例，本发明的进气结构用来安装在飞行器发动机(未示 出)的机舱的中央结构的上游。本发明的进气结构包括结合有进气唇的外壁(未示出)。根据本发明的结构还包括上游隔壁108，该上游隔壁108和外壁一起限定唇内的 除冰隔室103，并包括孔113。优选地，外壁被安装成可相对于中央外部结构在运行状态和维护状态之间移动， 在运行状态，在供应装置105和上游隔壁的孔113之间形成密封，并且在维护状态，通过将 进气结构朝着机舱的上游滑动而将上游隔壁108和供应装置105分开在这种情况下涉及 一种如前述的“LFC”类型的结构。因此，在每次维护操作时，本发明的结构朝着机舱的上游滑动，供应装置105保持 固定在中央结构上。当操作者希望将本发明的结构再次置于运行状态时，可将进气结构朝 着机舱的下游滑动。供应装置105再次设置成为除冰装置103供应热空气，接着在本发明 的结构置回运行状态时进行密封。根据一个实施例，轴承元件106通过本领域普通技术人员公知的任何方式安装在 上游隔壁108上。轴承元件106可具有本领域普通技术人员公知的确保于上游隔壁108处 密封可靠性的任何形状。另外，根据本发明的结构具有用来将热空气供应到除冰隔室103的热空气供应装 置 105。供应装置105具有热空气供应管107，并且周向密封元件109围绕所述供应管 107。热空气供应管107具有弯曲的自由端111。孔113被构造成允许自由端111沿着 所述管的主要轴线115通过。孔113的尺寸使其能至少允许自由端111通过，并可能甚至 允许密封元件109的一部分经过。供应管的主要轴线115与第二轴线117形成非零的角度。有利地，所述角度大致 等于90°。特别地，弯曲的自由端111可分成多个弯曲的子自由端，特别是以本领域普通技 术人员公知的多种形状形成的。弯曲的自由端111还可在其圆柱形部分内穿过。供应装置105受到由热空气通过造成的压力所产生的位移力。为了减小这种位移 力，可以通过本领域普通技术人员公知的任何方式将供应装置安装在机舱的固定结构的安 装轴承上。
根据优选的实施例，同轴的外管119至少部分地、特别是全部地围绕供应管107。 外管119的存在允许有利地改善供应管107相对于机舱的中央结构内的其它元件的热隔 离。实际上，热空气供应管107经过机舱的装备有特别是电和电子设备的区域，这些区域不 能承受过度的热量。此外，外管119具有假如供应管107损坏时的安全装置。实际上，假如供应管107 突然破裂，热空气不会逸出进入中央结构，而是由外管119继续朝着除冰隔室103传送。根据一个实施例，外管119的一部分进入到除冰隔室103内，由此使得热空气进入 除冰隔室103，而不会在供应管107破裂时有热空气泄漏。通常，密封元件109具有确保与上游隔壁108或安装在上游隔壁上的轴承元件106 密封良好的作用。为此，密封元件109具有以确保于上游隔壁108处密封的方式围绕供应管107的 接触板121。优选地，孔113被构造成允许接触板121和自由端111通过，由此使得供应管 107容易通过上游隔壁108。典型地，接触板121具有适合于供应管107的输出构造的形状。优选地，接触板121 沿着供应管的自由端的第二轴线117具有大致上拉长的形状。接触板121的沿着第二轴线 117的最长的长度L大于或等于弯曲的自由端111的长度1。这种拉长的形状能进一步改 善密封，这是由于孔口 113具有与接触板121相同的尺寸，甚至可能具有小于接触板121的 尺寸。因此，供应管107(甚至可能是经过孔口 113的接触板121)被引入除冰隔室103，而 没有损伤或调整。典型地，接触板121具有拉长的形状，甚至可能是椭圆形或矩形形状。根据优选的实施例，供应管107、同轴外管119和接触板121形成单一部件。典型 地，所用的材料是钛或铬镍铁合金。因此，不需要引入用于确保供应装置105的多种元件之 间密封的接合型的附加部件。根据优选的实施例，密封元件109具有至少一个接合型密封件123，将接触板121 与上游隔壁108或者与安装在上游隔壁上的轴承元件106分开。通过确保有效密封，密封 部件以有趣的方式承受本发明的进气结构的滑动。在这种情况下，密封通过一个或多个接 合件123的挤压来获得。一个或多个接合件123的挤压数值取决于运行阶段(特别是在飞 行过程中)机舱的可移动结构和固定结构之间的相对位移。本发明的说明书中所使用的术语“密封部件”指的是能够经受住流过供应管107 的热空气的高温(通常是500°C的等级)，并能够承受滑动的任何密封系统。此密封部件可 以特别通过适当的接合材料形成。根据一个实施例，密封接合件123设置在接触板121的整个周边上。根据另一实 施例，多个密封接合件123离散地设置在整个接触板121的周边上。在孔113的尺寸小于接触板121的尺寸时，如图5所示，接触板121紧靠上游隔壁 121。典型地，一个或多个密封接合件124安装在接触板121和上游隔壁108之间。如上所 述，密封接合件以连续方式设置在上游隔壁108的接触表面和接触板121的接触表面之间。 根据一个实施例，多个密封接合件离散地设置在所述接触表面之间。根据图6所示的另一实施例，接触板121和轴承元件106具有互补的形状。至少 两个接合件125在所述轴承元件106和所述接触板121之间提供密封。接合件125连续地
8或离散地设置在轴承元件106的互补形状的接触板部件121的侧向周边上。还可能具有包括接合件或本领域普通技术人员公知的任何其它装置的多个密封 线，以提供密封。密封线的增加可以更大地改善中央结构的热隔离性能。在图7所示的又一实施例中，至少一个定心装置130定位在上游隔壁108或安装 在上游隔壁上的轴承元件和接触板121之间。因此，有利地，限制固定结构和可移动结构之 间的相对移动。优选地，上游隔壁108或轴承元件具有凹口 131，该凹口在热空气供应装置 105沿着供应管的自由端的第二轴线117偏移时接收定心装置130。因此，当供应装置105 相对于其安装位置产生移动时，使得可能吸收任何偏移，或者允许处于中间位置。一个或多个定心装置130例如设置在接触板121的侧向周边，或在安装于上游隔 壁上的轴承元件上。类似地，定心装置连续地设置在相接触的上游隔壁表面108和接触板 121之间，或者根据另一实施例，多个定心装置离散地设置。定心装置130能连接到接合型密封部件135上，从而为了确保密封件的整体性而 减小挤压。供应管的自由端111基本上连接到除冰隔室103内的管子，以便从供应管107收 集热空气，由此允许以更加均勻的方式在除冰隔室103内收集和引导热空气。根据图8所示的实施例，管子141在与供应管107相对的一端143具有局部开口 145，该开口用于接收供应管的弯曲的自由端111，由此允许供应管107和管子141的重叠， 从而改善热空气的收集。管子141被附接到上游隔壁108或轴承元件106上。优选地，管子141具有大致上为喇叭口的部分147，由此不会中断从供应管107离 开而进入管子141的空气。喇叭口的部分147的存在允许热空气在除冰隔室103内的再循环，并因此确保良 好地除冰。根据图9所示的另一实施例，供应管的自由端111和管子151各自具有用于彼此 相对以确保管子151和供应管107之间良好密封的板153和155。优选地，管子的板153与管子151的壁形成单一部件，由此排除了管子的板153及 管子151之间的密封问题。根据另一优选实施例，两个板153和155相对于弯曲的自由端的第二轴线117的 角度大致等于45°，从而改进密封件挤压的动态性能和可靠性。板153和155中的一个或另一个能够支承接合型密封装置160。大约等于45°的 角度允许改善密封装置160的挤压的可靠性。开口 113的尺寸必须足以使得由管107、板121、板155和接合件160组成的推进 组件通过，而不与轴承元件106或接合件123干涉。应该理解到本发明不局限于以上描述的实施例。因此，例如可以考虑到图9实施例的替代实施例，如图IOa和IOb所示。在此替代实施例中，固定安装在除冰隔室103内的管子161在弯曲的自由端111 的每侧延伸。管子包括形成有开口 165的凸起163，该开口能够与弯曲的自由端111所具有的互 补的凸缘环167相互作用。
密封接合件169设置在此开口上或凸缘环上。如图IOb所示，当装置处于运行状态时，接合件169在开口 165和凸缘环167之间 被挤压，并且弯曲的自由端111整体设置在管子161内。以此方式，避免热空气从管子161泄漏。此外，将注意到，形成在管子161中的凸起163允许正常流动，也就是说热空气在 管子161内没有任何扼流点。
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权利要求
一种能够安装在飞行器发动机机舱的中央结构上游的进气结构，所述进气结构包括 结合有唇的外部隔壁； 上游隔壁(108)，其与所述外部隔壁一起限定所述唇内的除冰隔室(103)，并且包括孔； 热空气供应装置(105)，其用于为所述除冰隔室(103)供应热空气，所述装置(105)包括热空气供应管(107)和围绕所述供应管的周向密封元件(109)；其特征在于，所述热空气供应管(107)包括弯曲的自由端(111)，所述上游隔壁的孔(113)构造成允许所述自由端(111)沿着供应管的主要轴线(115)通过，并且所述密封元件(109)包括接触板(121)，该接触板以确保于上游隔壁(108)处密封的方式围绕所述管。
2.如前一权利要求所述的结构，其特征在于，所述外部隔壁安装成相对于外部中央结 构在运行状态和维护状态之间可移动，在运行状态，在所述供应装置(105)和所述上游隔 壁的孔(113)之间形成密封，并且在维护状态，通过将所述进气结构朝着所述机舱的上游 滑动而将所述上游隔壁(108)和所述供应装置(105)分开。
3.如权利要求1或2所述的结构，其特征在于，所述孔(113)构造成允许所述接触板 (121)和所述自由端(111)通过。
4.如前述权利要求中任一项所述的结构，其特征在于，同轴的外管(119)至少部分地 围绕所述供应管(107)。
5.如前述权利要求中任一项所述的结构，其特征在于，所述供应管(107)、所述同轴的 外管(119)和所述接触板(121)形成单一部件。
6.如前一权利要求所述的结构，其特征在于，所述接触板(121)具有沿着所述供应管 的自由端的第二轴线(117)大致上拉长的形状，所述接触板沿着所述管的自由端的第二轴 线(117)的较长的长度(L)大于所述弯曲的自由端(111)的长度(1)。
7.如前述权利要求中任一项所述的结构，其特征在于，为了从所述供应管(107)收集 热空气，所述供应管的所述自由端(111)基本上连接至所述除冰隔室(103)内的管子(141、 151,161)。
8.如前一权利要求所述的结构，其特征在于，所述管子(141)在与所述供应管(107)相 对的端部处具有用于接收所述供应管的弯曲的自由端(111)的局部开口(145)。
9.如权利要求7或8所述的结构，其特征在于，所述管子(141)具有大致上为喇叭口的 部分(147)。
10.如权利要求7所述的结构，其特征在于，所述供应管的自由端(111)和管子(151、 161)各自具有用于彼此相对的板(153、155、165、167)。
11.如前一权利要求所述的结构，其特征在于，所述管子的板(153、165)与所述管子 (151、161)的壁形成单一部件。
12.如权利要求10或11所述的结构，其特征在于，两个板(153、155)相对于所述弯曲 的自由端的第二轴线(117)的角度基本上等于45°。
13.如权利要求10或11中任一项所述的结构，其特征在于，所述管子(161)在所述弯 曲的自由端(111)的每侧延伸，并且包括能够与所述端(111)具有的互补凸缘环(167)相 互作用的开口(165)。
14.如权利要求13所述的结构，其特征在于，所述开口(165)形成在所述管子(161)的 凸起(163)中。
15.如前述权利要求中任一项所述的结构，其特征在于，至少一个定心装置(130)设置 在接触板(121)与上游隔壁(108)或者与安装在上游隔壁(108)上的轴承元件(106)之间。
16.如前一权利要求所述的结构，其特征在于，所述上游隔壁(108)或所述轴承元件 (106)具有凹口(131)，该凹口在热空气供应装置(105)沿着供应管的自由端的第二轴线 (117)偏移时接收定心装置(130)。
17.如前述权利要求中任一项所述的结构，其特征在于，所述密封元件(109)具有至少 一个密封接合件(123、124、125)，该接合件将所述接触板与所述上游隔壁(108)或者与安 装在该上游隔壁(108)上的轴承元件(106)分开。
18.如前一权利要求所述的结构，其特征在于，所述接触板(121)和所述轴承元件 (106)具有互补的形状，并且至少两个接合件(125)在所述轴承元件(106)和所述板(121) 之间提供密封。
19.一种飞行器发动机的机舱，其特征在于，该机舱包括如前述权利要求中任一项所述 的进气结构。
全文摘要
本发明涉及一种能够安装在飞行器发动机的机舱的中央结构的上游的进气结构，所述进气结构包括结合有唇的外壁；上游隔壁(108)，与外壁一起限定所述唇内的除冰隔室(103)，并包括孔；热空气供应装置(105)，用于为除冰隔室(103)供应热空气，所述装置(105)包括热空气供应管(107)和围绕所述供应管(107)的周向密封元件(109)；热空气供应管(107)包括弯曲的自由端(111)，上游隔壁的孔(113)被构造成允许自由端(111)沿着供应管的主要轴线(115)通过，并且密封元件(109)包括围绕所述管(107)的接触板(121)，从而确保在上游隔壁(108)处的密封。本发明另一目的在于提供一种包括这种进气结构的用于飞行器发动机的机舱。
文档编号B64D15/04GK101952573SQ200980106258
公开日2011年1月19日 申请日期2009年1月28日 优先权日2008年2月27日
发明者居·沃琪尔, 斯特凡·贝利拉 申请人:埃尔塞乐公司