专利名称：具有辅助动力单元的飞行器后机身尾锥结构的制作方法
技术领域：
本发明属于航空工业，涉及飞行器的后机身尾锥结构。更具体地，本发明涉及容纳在飞行器后机身尾锥的隔火舱内的APU的布置以及关联的支撑装置。
背景技术：
众所周知，在航空工业，飞行器的后机身尾锥(通常称为尾锥)容纳有至少一个 APU, APU用来实现以下主要功能-当主发动机不运行时为飞行器系统提供动力；-无需外部动力而启动主发动机；-当主要发动机不运行时为飞行器提供动力，例如飞行器在机场登机口处等待时；-为飞行器系统生成电力；以及-为气动系统提供热空气。热空气供给空气调节系统和/或防冰系统。对APU的需求依赖于飞行器系统架构。例如，对于全电力系统架构而言，可能不需要气动系统。将APU容纳在后机身尾锥内，在APU中起火的情况下非常有帮助，因为后机身尾锥与飞行器的压力舱是隔离的。随着时间的推移，飞行器制造商面临越来越大的在增加由APU提供给飞行器的动力量方面的压力，因此，APU变得更大更重，在APU内进行维护作业所需的尾锥维护罩变得越来越大，这就必需更大的尾锥形状，而这与需要减少飞行中飞行器产生的寄生阻力的空气动力效率的飞行原则相违背。这意味着尾锥的形状应该倾向于最小化其尺寸，而不应像现在一样倾向于增大。
通常，APU容纳在尾锥的隔火舱内。隔火墙将隔火舱与尾锥结构的其余部分分隔开。在典型的尾锥中，APU位于隔火舱内并且关于飞行器纵轴线呈对称分布，由一些棒支撑，可从发动机两侧通达以进行维护。因此，正是在尾锥的隔火舱内，需要通达性以便在APU设备单元和不同支架周围执行不同的维护任务。值得注意的是，在本说明书通篇中，当提到APU “具有通达性”或“可通达”时，应理解为在容纳有APU的同一空间内能够进入人去执行维护任务，这意味着，维护人员能进入到APU周围限定的维护罩内。根据上述定义，尾锥的一侧可能具有局部登记门(local register door)以便查看和接触APU的指令这一事实并不能使APU的那侧在本说明书的预定含义下是“可通达的”。此外，飞行器后机身尾锥内APU的支撑必须符合APU及其关联设备单元的可替换性/可交换性概念。传统上，APU由三或四个锚点支撑，并涉及大量的棒，大约七或八根。此类APU支撑装置产生的问题是，完成安装需要大量的时间和花费。因此，本发明进一步描述了一种采用所提出的新结构安装的APU所用的新的支撑装置，其减少了所需棒的数量，也就减少了完成安装所需的时间量。因此渴望找到APU在后机身尾锥内的最优布局，同时找到一种新的支撑装置，其能够实现所需布局，并保持空中航行法律要求的可靠性标准。
发明内容
本发明的设计是为了克服上述传统APU布局中的缺点。本发明意在改善上述尾锥的空气动力学要求与APU不断增大的尺寸之间的关系。因此，本发明为具有辅助动力单元的飞行器后机身尾锥提出了一种新的结构，其中后机身尾锥的隔火舱构成用于辅助动力单元的壳体。辅助动力单元关于后机身尾锥的纵轴线(X)侧向地非对称被容纳，并且辅助动力单元直接紧固附接到隔火舱的结构蒙皮壁 (structural skin wall)上。这种关于飞行器纵轴线非对称的新布局，使得可从单侧通达位于飞行器尾锥隔火舱内的APU。因此，这种新的非对称布局使得后机身尾锥的隔火舱只有单扇门打开以便通达 APU,而不是传统的两扇门打开。事实上，重要的问题是在这种新的非对称布局下，打开尺寸减小了，这意味着通达角度减小了，使得单扇门打开现在是合适的。单扇门打开简便了 APU 在后机身尾锥隔火舱内的安装。在优选实施例的描述中，对APU在隔火舱内的简便安装的详细实例进行了描述。此外，在这种新的非对称布局下，为另一侧(即在本说明书中表述的含义下不可通达的那一侧)设置局部登记门，其包含了至少一个可打开或可移除的面板以便查看APU 的指令或小部分。本发明所提出的APU非对称布局不仅是关于飞行器的纵轴线，还是关于飞行器的水平面。在优选实施例的描述中，将对尾锥隔火舱内的APU非对称布局的详细实例进行描述。但应理解，通过调整不同的数字，同样的应用适合于不同的几何构造。再次注意，重要的是要区分，一件事是让人能够通达、另一件事是能够通过窗或开口触及APU的指令或一部分。重要的是要考虑到与APU布局相关的一个挑战是开发均为轻型的内部结构、改善整体飞行器效率、并且能够经受得住与典型飞行器巡航高度相关的大的热梯度。因此，为这种新结构描述了一种新的支撑装置。这种新的支撑装置包括四根棒和两个单面销(one-sided pin)，其被直接支撑和缓冲(damped)在容纳APU的隔火舱的结构壁上，优选是在主尾锥结构上，这样就减少了所需棒的数量。在这种新支撑装置下，能达到七个自由度，因此空中航行法律所要求的超静态防故障(fail safe)概念也得以实现。在优选实施例的描述中，对这种支撑装置的实例进行了描述。后机身尾锥隔火舱内APU的这种新结构的另一优势与维护相关。在本发明提出的 APU非对称布局下，执行维护和维修工作所需的维护罩比传统对称结构所需的维护罩更小， 因为现在仅在一侧需要人通达。在优选实施例中，本发明描述的这种新结构仅需一个出入门。事实上优势并不在于所需门的数量，而在于非对称布局下所需的出入空间比传统对称支撑的、需要从两侧通达进行维护的APU所需的出入空间要小。此外，所描述的这种新结构并不限制升降机运动。相反，在新结构下，可以放松对升降机的限制(a. e当水平安定面向上配平(trimmed up)时，绞接下降)。此外，这种新结构简便了一个人必须能够并行执行不同任务的任何地面操作。本发明另一个优势在于在本发明提出的新结构下，分给隔火舱的空间能够借助替代了传统直隔火墙的倾斜隔火墙而有所增加。由于该隔火舱内增加的空间，APU能靠前放置以减小惯性负荷。本发明的另一个优势适用于当尾椎干涉由离散的连接附接件构成时。在这种情况下，当与这些点对准时，出入门横梁有效得多。否则，可能需要抗扭盒等机体的额外元件来避免这种失配对准效应。
在以下对本发明实施例详细描述和附图的基础上，本发明能够被完全理解，展示的附图仅仅是作为例子，因此并非对本发明的限制，其中图1描绘的是飞行器的后机身尾锥，其显示了构成它的各部分，即机身接口部分、隔火舱和排气尾锥端；图2描绘的是APU的传统对称布局的底视图；图3描绘的是根据本发明提出的APU非对称布局的底视图；图3a和北描绘的是APU非对称布局的例子，其中分别显示了可替代的侧向非对称及可替代的水平非对称；图3c显示了在考虑倾斜隔火墙的情况下，APU朝尾锥内潜在的前移；
图如到4d描绘的示意图显示了如何实现APU在本发明描述的非对称布局下的安装，还显示了维护所需空间的侧视图，以及APU如何保持仅从一侧可通达，且仅在另一侧具有局部登记门；图5描绘了本发明提出的新支撑装置的装载方案(load scheme)。附图标记1:APU/辅助动力单元1，现有技术的APU2 维护罩2’ 现有技术的维护罩3:出入门4 后机身尾锥5:局部登记门6:尾锥机身接口7:隔火舱8:排气尾锥端9:隔火墙9’ 倾斜隔火墙10 结构蒙皮壁11 缓冲系统12 轨道13 地面升降系统T1 第一棒机构的第一棒R1 第一棒机构的第二棒T2 第二棒机构的第一棒T3:第二棒机构的第二棒L1:第一单面销，稳定销L2:第二单面销，滑销
具体实施例方式以下描述仅为方便读者阅读，而并不意图以任何方式对由权利要求阐述的本发明构成限制。图1显示了飞行器的后机身尾锥4，示出了隔火舱7位于何处，隔火舱7位于尾锥机身接口 6和排气尾锥端8之间，被隔火墙9隔开。图2和图3分别显示了 APU 1’的传统对称布局和本发明提出的APU 1关于飞行器的纵轴线X的非对称布局，从中能够看出，本发明所需的执行维护任务的维护罩2或封套显著地小于现有技术的维护罩2’。图3a显示了非对称布置的一个例子，即侧向非对称，其中，仅为举例的目的，其显示了 APU 1关于飞机纵轴线的倾斜度可以由以下比例规定对于纵向上的每一米可倾斜四分之一米。图北完善了非对称布置的例子，其显示了水平非对称的优选实施例，优选具有低于 12° 的仰角(elevation angle)。图3c显示了由本发明描述的新结构衍生得出的另一实施例，其考虑用倾斜隔火墙9’代替传统的直隔火墙9来使得APU 1前移。APU 1的前移提供了负荷缓解，因为在动态着陆的情况下，重心被移至更靠近起落架，是尾锥APU提升的主要制药的负载情况将发动机重量放大一个数量级。本实施例进一步使得APU 1在尾锥中位于更宽阔的区域内，从而增加了 APU 1周围的安装/安置空间。图如和4b中的示意图显示了能够如何实施APU 1在本发明描述的非对称布局下的安装。两幅图都清楚地显示了由于动力辅助单元1的建议布局，隔火舱7至少有一个出入门3。安装过程的简便性被减小为带来上面有APU 1的地面升降系统13，打开出入门3 并举起APU 1。图如和4d中的示意图进一步显示了在本发明描述的APU 1非对称布局下，工人如何执行维护工作。图4d中，箭头A特别示出了在本发明中定义的术语“可通达”的含义下可通达的APU 1的区域，同时箭头B示出了通过局部登记门5可通达/可到达的APU 1 的区域。图5显示了为满足本发明描述的APU 1的非对称布局，本发明提出的新支撑装置的装载方案。该装置包括四根棒队，T1, T2, T3和两个单面销L1, L2，这样，第一棒机构RAT1 及第二棒机构T2&T3允许纵向和径向的热膨胀。第一棒机构札&1\包括第一棒T1,优选位于APU 1的前顶处；及第二棒R1，优选位于侧面。优选实施例中，第二棒R1优选位于侧面右手边(RH)，与通常位于左手边(LH)的 APU进气口的位置相反。第二棒机构Τ2&Τ3包括第一棒T2及第二棒T3，它们都优选位于APU 1的后顶处。第一单面销L1优选位于第一棒机构RAT1中第二棒R1的相对侧，在APUl的前部上并挡住发动机，它是一个稳定销。参看图5的放大细节图。第二单面销L2是一个滑销，优选位于APU 1 的后部中并竖直地保持APU 1，允许纵向膨胀。参看图5的放大细节图。有了这些元件，如图5中的箭头所示，能达到7个自由度，从而实现了超静态防故障支撑。优选地，本发明描述的新结构衍生出的安装程序如下a. APU 1被地面升降系统13举起，地面升降系统13优选为图如和4b中所示的 “飞毯(flying carpet)，，；b. 一旦APU 1到达隔火舱7的高度，结构蒙皮壁10就用合适的缓冲系统11抓住第一单面销L1 (如图5的放大细节图所示)。该缓冲系统优选由被钢隔离的弹性体橡胶制成；c.然后，将第二单面销L2安装在位于结构蒙皮壁10侧面的轨道12内。轨道12 使得由于APU 1运行/关闭时APU 1周围的高温范围可能给第二单面销L2带来的任何纵向伸展适应；d.接下来，将第一棒机构R^T1及第二棒机构T2&T3安装附接到APU 1及安装附接到在本发明描述的非对称布局下还未安装APU 1的相对侧，以及安装附接到结构蒙皮壁10 的上部。这些棒机构RAT1和Τ2&Τ3使得APU 1可以伸展并且不会对结构蒙皮壁10造成太多限制。构成棒机构札&1\和Τ2&Τ3的棒的末端(extreme)，在移开地面升降系统13对APU 1的地面支撑前，在长度上进行校准和适当缓冲；
e.最后，给定期望的性能，将APU 1设置成可以随时飞行。
权利要求
1.具有辅助动力单元的飞行器后机身尾锥，其中，后机身尾锥(4)的隔火舱(7)构成用于辅助动力单元(1)的壳体，辅助动力单元(1)关于后机身尾锥的纵轴线(X)侧向地非对称地被容纳在该壳体中，并且辅助动力单元(1)直接紧固附接到构成隔火舱(7)的结构蒙皮壁(10)上。
2.根据权利要求1的后机身尾锥，其中，辅助动力单元(1)关于飞行器的水平面非对称地被容纳。
3.根据权利要求2的后机身尾锥，其中，容纳辅助动力单元(1)的隔火舱(7)具有至少一个出入门⑶。
4.根据权利要求2的后机身尾锥，其中，被容纳在隔火舱(7)内的辅助动力单元(1)被由辅助动力单元(1)周围的空间限定并且适合执行维护工作的维护罩(2)所围绕，。
5.根据权利要求2的后机身尾锥，其中，隔火舱(7)包括至少一个局部登记门(5)。
6.根据权利要求2的后机身尾锥，其中，隔火舱(7)进一步包括用于将辅助动力单元 (1)直接紧固到隔火舱的结构蒙皮壁(10)上的支撑装置，其中，该支撑装置包括-限定两个棒机构(RAT1和T2&T3)的四根棒(R1, T1, T2，T3)；及-两个单面销(LijL2)0
7.根据权利要求6的后机身尾锥，其中，四根棒(R1,T1, T2, T3)和两个单面销(L1, L2) 以这样的方式布置-第一棒机构(R^T1)包括第一棒(T1),位于辅助动力单元(1)的前顶处；及第二棒 (R1),位于侧面；-第二棒机构(Τ2&Τ3)包括第一棒(T2)及第二棒(T3),它们都位于辅助动力单元(1)的后顶处；-第一单面销(L1)位于第一棒机构(RAT1)中第二棒(R1)的相对侧，在辅助动力单元 (1)的前部上并且是稳定的；并且-第二单面销(L2)是个滑销，位于辅助动力单元(1)的后部中，竖直地保持辅助动力单元(1)以允许纵向膨胀。
8.在如权利要求6所述的后机身尾锥内安装辅助动力单元(1)的方法，包括以下步骤a.用地面升降系统(13)举起辅助动力单元(1)；b.一旦辅助动力单元(1)到达隔火舱(7)的高度，下一步就是结构蒙皮壁(10)用合适的缓冲系统(11)抓住第一单面销(L1)；c.然后，将第二单面销(L2)安装在位于结构蒙皮壁(10)侧面的轨道(12)内；d.接下来，将第一棒机构(RAT1)及第二棒机构(T2&T3)安装附接到辅助动力单元(1) 及安装附接到已经容纳辅助动力单元(1)那侧的相对侧，以及安装附接到结构蒙皮壁(10) 的上部；e.最后，给定期望的性能，将辅助动力单元(1)设置成可以随时飞行。
9.根据权利要求8所述的方法，其中，地面升降系统(13)是“飞毯”。
10.根据权利要求8所述的方法，其中，缓冲系统(11)由被钢隔离的弹性体橡胶制成。
11.根据权利要求8所述的方法，其中，棒机构(RAT1和T2&T3)包括棒的末端，在移开支撑辅助动力单元(1)的地面升降系统(1 之前，棒的末端在长度上进行校准和缓冲。
全文摘要
具有辅助动力单元的飞行器后机身尾锥结构，其中后机身尾锥的隔火舱限定出用于辅助动力单元的壳体，辅助动力单元关于后机身尾锥的纵轴线(X)侧向地非对称地容纳在其中，并且辅助动力单元直接紧固附接到壳体的结构蒙皮壁上。此外，通过撑杆或棒附接到隔火舱的相对侧和上结构蒙皮壁。
文档编号B64C1/16GK102285457SQ20111014655
公开日2011年12月21日 申请日期2011年4月26日 优先权日2010年4月26日
发明者P·T·桑斯马蒂内斯 申请人:空中客车西班牙运营有限责任公司