本发明的实施方案总体涉及飞机空调系统，并且更具体地说，涉及飞机空调和温度控制系统的机舱供应管道。
背景技术：
飞机包括向乘客室、驾驶舱等提供经调节的空气的空调和温度控制系统(cactcs)。在许多情况下，将发动机压缩机放气供应到cactcs。放气的温度、压力和湿度大体取决于哪个压缩机抽取位置联接到cactcs。在其他情况下，用于cactcs的空气由电驱动的压缩机提供。在任一情况下，空气通过流体联接到压缩机的出口管道被输送到飞机的各部分。
技术实现要素：
根据本发明的一个实施方案，空调和温度控制系统的机舱供应管道包括第一管状主体，所述第一管状主体具有入口、出口、内表面、外表面和纵向轴线。所述内表面在第一入口处的直径约为8.404±0.002英寸(21.346±0.005厘米)。第二管状主体具有入口、出口、内表面、外表面和纵向轴线。所述第二管状主体的外表面在入口处的直径约为8.641±0.015英寸(21.948±0.038厘米)。第二管状主体的内表面在第二管状主体的出口处流体连接到第一管状主体的内表面。第一管状主体的纵向轴线垂直于第二管状主体的纵向轴线。当沿着第一管状主体的纵向轴线进行测量时，在第一管状主体的入口与纵向轴线之间的距离约为7.702±0.1英寸(19.563±0.25厘米)。
附图说明
在本说明书的结论处的权利要求书中具体指出并明确要求保护被认为是本发明的主题。本发明的前述和其他特征以及优点从结合附图进行的以下详细描述中显而易见，在附图中：
图1是飞机的机舱供应管道子系统的示意图；
图2是根据本发明的实施方案的机舱供应管道的等距视图；
图3是根据本发明的实施方案的机舱供应管道的侧视图；
图4是根据本发明的实施方案的机舱供应管道的顶视图；
图5是根据本发明的实施方案的机舱供应管道的底视图；
图6是根据本发明的实施方案的机舱供应管道的入口的视图；
图7是根据本发明的实施方案的机舱供应管道的出口的放大视图；并且
图8是根据本发明的实施方案的机舱供应管的横截面侧视图。
详细描述参考附图通过实例的方式来解释本发明的实施方案以及优点和特征。
具体实施方式
现在参考图1，示意性地示出大型机舱空调和温度控制系统(cactcs)组件的机舱供应管道子系统10的实例。子系统10包括空气循环机12，所述空气循环机12通过机舱供应管道20向空气分配系统16提供经调节的空气。空气循环机12可针对温度和湿度两者调节空气。空气分配系统16将经调节的空气分配在整个飞机的包括驾驶舱的机舱上。子系统10还包括接地供应14，所述接地供应14将经调节的空气通过机舱供应管道20从通常位于机场登机口处的接地端子提供给空气分配系统16。接地供应14在飞机停靠在登机口处时减轻对运行空气循环机12的需求。机舱供应管道20有助于引导气流并且减弱通常是来自空气循环机12和接地供应14的经调节的空气的副产物的振动噪音。
图2和图3中示出机舱供应管道20的实例，其中机舱供给管20的形状是管状的。在示出的实施方案中，机舱供应管道20由两个相交的管状主体(第一管状主体6和第二管状主体8)组成。第一管状主体6由入口22、出口24、内表面68、外表面70和纵向轴线a构成。入口22被构造来从空气循环机12接收经调节的空气，并且出口24被构造来通过空气分配系统16将经调节的空气分配给飞机的驾驶舱或机舱。在一个实施方案中，如图3所见，入口22具有内表面68，所述内表面68的直径d3约为8.404±0.002英寸(21.346±0.005厘米)。
第二管状主体8由入口30、出口76、内表面72、外表面74和纵向轴线b构成。第二管状主体8的内表面72在出口76处流体连接到第一管状主体6的内表面68。如可在图3中所见，纵向轴线a定位成垂直于纵向轴线b。入口30被构造来从接地供应14接收经调节的空气，并且使所述经调节的空气通过第一管状主体6离开出口24而被分配到空气分配系统16。在另一个实施方案中，如图6所见，入口30具有外表面74，所述外表面74的直径d2约为8.641±0.015英寸(21.948±0.038厘米)。
现在参照图3。机舱供应管道20包括入口表面26，所述入口表面26与到空气循环机12的连接件对齐齐平。机舱供应管道20还包括出口表面28，所述出口表面28与到空气分配系统16的连接件对齐齐平。图3示出纵向轴线a，所述纵向轴线a行进通过第一管状主体6从入口22的中心点到出口24的中心点。图3示出纵向轴线b，所述纵向轴线b行进通过第二管状主体8从入口30的中心点到出口76的中心点。在一个实施方案中，当沿着纵向轴线a进行测量时，在入口表面26与b轴线之间的距离d1约为7.702±0.1英寸(19.563±0.25厘米)。图3还示出在第一管状主体6上的第一凸缘32的内向表面以及第二凸缘34的内向表面。在一个实施方案中，当沿着轴线a进行测量时，在第一凸缘32的内向表面与第二凸缘34的内向表面之间的距离d4约为31.215±0.03英寸(79.286±0.08厘米)。
现在参照图2、图3和图4，机舱供应管道20包括一系列整合的安装凸台，所述一系列整合的安装凸台包括：第一凸台42、第二凸台44、第三凸台46、第四凸台48、第五凸台50、第六凸台52、第七凸台54、第八凸台56、第九凸台58、第十凸台60和第十一凸台62。所述整合的安装凸台附连到外表面70，并且提供用于结构支撑各种cactcs组部件的安装点。可根据来自各种cactcs组部件所需的支撑以各种不同构型来构造所述整合的安装凸台。
现在参考图4，更详细地示出了机舱供应管道20的顶视图。在一个实施方案中，当沿着纵向轴线a进行测量时，在入口表面26与第一凸台42之间的距离d8约为10.51±0.15英寸(26.695±0.38厘米)。在第二实施方案中，当沿着纵向轴线a进行测量时，在入口表面26与第二凸台44之间的距离d9约为16.059±0.15英寸(40.790±0.38厘米)。在第三实施方案中，当沿着纵向轴线a进行测量时，在入口表面26与第三凸台46之间的距离d10约为22.059±0.15英寸(56.030±0.38厘米)。在第四实施方案中，当沿着纵向轴线a进行测量时，在入口表面26与第四凸台48之间的距离d7约为28.559±0.15英寸(72.540±0.38厘米)。在第五实施方案中，当沿着纵向轴线a进行测量时，在入口表面26与第五凸台50之间的距离d7约为28.559±0.15英寸(72.540±0.38厘米)。
现在参考图5，更详细地示出了机舱供应管道20的底视图。在第六实施方案中，当沿着纵向轴线a进行测量时，在入口表面26与第六凸台52之间的距离d13约为5.919±0.15英寸(15.034±0.38厘米)。在第七实施方案中，当沿着纵向轴线a进行测量时，在入口表面26与第七凸台54之间的距离d13约为5.919±0.15英寸(15.034±0.38厘米)。在第八实施方案中，当沿着纵向轴线a进行测量时，在入口表面26与第八凸台56之间的距离d12约为10.509±0.15英寸(26.693±0.38厘米)。在第九实施方案中，当沿着纵向轴线a进行测量时，在入口表面26与第九凸台58之间的距离d12约为10.509±0.15英寸(26.693±0.38厘米)。在第十实施方案中，当沿着纵向轴线a进行测量时，在入口表面26与第十凸台60之间的距离d11约为29.009±0.15英寸(73.683±0.38厘米)。在第十一实施方案中，当沿着纵向轴线a进行测量时，在入口表面26与第十一凸台62之间的距离d11约为29.009±0.15英寸(73.683±0.38厘米)。
现在参考图7，更详细地示出了机舱供应管道20的出口24的放大视图。在一个实施方案中，图7示出靠近于第一管状主体6的出口24的卷边管端，其中所述卷边64根据saeas5131b128设计而成。在另一个实施方案中，第一管状主体6在卷边64处具有外表面70，所述外表面70的直径d6约为8.242英寸±0.03英寸(20.935±0.08厘米)。机舱供应管道20的第一管状主体6包括靠近于出口24的第三凸缘36。所述第三凸缘36具有内向侧36a和外向侧36b，所述内向侧36a邻接第二凸缘34，所述第二凸缘34位于第三凸缘36与第一凸缘32之间。在另一个实施方案中，当沿着轴线a进行测量时，在出口表面28与第三凸缘36的内向表面36a之间的距离d5约为3.790±0.03英寸(9.627±0.08厘米)。
现在参考图8，更详细地示出了机舱供应管道20，具体地第一管状主体6的横截面侧视图。在一个实施方案中，图8示出封闭在第一管状主体6的内表面68与外表面70之间的声波衬垫38。所述声波衬垫38的目的是为了减弱通常是来自空气循环机12或接地供应14的经调节的空气的副产物的振动噪音。在另一个实施方案中，声波衬垫38由根据ams3714的声波芳族聚酰胺纤维蜂窝结构(其具有根据d12-s3/1817的0.016英寸厚度的声波衬垫金属纤维租)构成。
术语“大约”旨在包括基于提交本申请时可用的设备的与特定量的测量相关联的误差程度。例如，“大约”可以包括给定值的±8%或5%，或2%的范围。
虽然仅结合有限数量的实施方案对本发明进行了详细描述，但应易于理解，本发明不限于此类公开的实施方案。相反，可对本发明进行修改，以并入以上未描述但与本发明精神和范围相称的任何数量的变化、改变、替代或等同布置。另外，虽然已描述了本发明的各种实施方案，但应理解，本发明的方面可仅包括所述实施方案中的一些。因此，不应认为本发明受限于前面的描述，而是仅受限于所附的权利要求书的范围。