CN101468720B - 保护飞行器组件免受飞行物体撞击的设备和方法 - Google Patents

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Abstract

一种用来保护飞行器组件免受来自飞行物体(9)撞击的设备(1)，该设备包含：围绕轴线(A)旋转并遭受飞行物体撞击的主要构件(2)；按一定角度连接至主要构件(2)上的转向装置(8)，该转向装置同样遭受飞行物体(9)的撞击，并被设计成在飞行物体(9)撞击到主要构件(2)的情况下，降低由飞行物体(9)造成的轴向冲击并相对于所述轴线(A)将飞行物体(9)沿径向转向。

Description

保护飞行器组件免受飞行物体撞击的设备和方法
技术领域
本发明涉及一种用来保护飞行器组件免受飞行物体撞击的设备和方法。
背景技术
众所周知，诸如发动机组件这种实质上维持飞行器的组件必须被保护免受来自诸如鸟这样的飞行的钝的物体的撞击和可能的吸入所造成的损坏。
更具体地说，特种飞行器资质管理规则要求：在由于鸟的撞击造成发动机组件损坏的情况下，飞行器应当能够保持飞行足够远的距离以到达着陆点。
因此，飞行器经过资质测试来确保发动机组件能够在经受鸟的撞击后保持给定程度的效率。
为了保护发动机组件免受损坏并满足资质测试的需求，建议使用发动机组件保护设备，所述发动机组件保护设备大致上包含围绕在发动机组件周围并且装配至安装发动机组件的固定支撑元件的尖顶形保护罩。
为了抵挡与鸟的撞击并由此至少部分地防止发动机组件受到损坏，所述保护罩一定是特别厚的，因而也是重的。
由于极大地增加了飞行器的整体重量，从而削弱了飞机的性能并提高了成本，所以这样的保护罩是无法令人满意的。
这样就需要在降低保护罩重量的同时确保该保护罩能够起到如发动机组件资质测试所证明那样的充分保护，能够维持飞行器在遭受鸟撞击的情况下飞行预定长度的时间，并符合资质规定。
发明内容
本发明的一个目的是提供一种简单并且低成本的保护设备，该保护设备被设计成满足与前述公知保护设备相关的上述需求。
根据本发明，提供一种用来保护飞行器组件免受与飞行物体撞击的设备，其特征在于：
-主要构件，其围绕轴线旋转并遭受与飞行物体的撞击；
-转向装置，其按一定角度连接至主要构件，并同样遭受与所述飞行物体的撞击，并被设计成在所述飞行物体撞击到所述主要构件的情况下，降低所述飞行物体的轴向动量并相对于所述轴线将飞行物体沿径向转向。
根据本发明，也提供一种用来保护飞行器组件免受飞行物体撞击的方法，该飞行物体在轴向上运动，其特征在于包含如下步骤：
在围绕所述轴线旋转的至少一个构件与飞行物体之间产生撞击，从而减小所述飞行物体沿所述轴线的动量，并相对于所述轴线使所述飞行物体沿径向转向。
附图说明
结合实例和附图来说明本发明的一项优选但并非限制性的实施例。
图1示出根据本发明的保护设备的后视图；
图2示出图1中的细节；
图3示出图1中进一步的细节；
图4至9示出鸟撞击图1中设备的连续阶段透视图；
图10和11分别示出图1中设备与鸟撞击后的侧视图和前视图；
图12至17示出了申请人为了评价根据本发明的保护设备的性能而采用的对比保护设备与鸟撞击的连续阶段透视图；
图18和19分别示出对比保护设备与鸟撞击后的侧视图和前视图。
具体实施方式
参见图1至11，标记1代表飞行器组件(未示出)的撞击保护设备，例如具有轴和外壳的发动机。
设备1有利地包含绕轴线A旋转并且遭受鸟9(仅在图4至9中示出)撞击的保护罩2和转向装置8，该转向装置8同样遭受碰撞保护罩的鸟9的撞击，并被设计成减少鸟9沿轴线A的动量，并将鸟9相对于轴线A沿径向转向。
更具体地说，保护罩2是尖顶形的，以限定用来容纳发动机的腔5，如图所示，该保护罩固定到发动机的轴上，并沿与围绕轴线A的轴相同的方向转动。
保护罩2包含遭受鸟9撞击的表面3，该表面在使用中面向飞行器外部，在表面3的相对面，表面6支撑转向装置8。
转向装置8包含许多从保护罩2的表面6沿与轴线A交叉的方向伸出的肋条4，实施例中是9条。
更具体地说，每个肋条4包含固定于保护罩2的表面6的端部10以及与端部10相对的端部11。
每个肋条4包含壁12和13(仅在图2中示出)，壁12和13在公共边缘15与各自的边缘17、16之间延伸。
边缘15、16、17是弯曲的，因而壁12、13同样是弯曲的。
边缘15、16、17的弯曲使得每个肋条4具有沿保护罩2旋转方向的凹面形状。如图2至3中所示，每个肋条4的沿其弯曲延伸方向的横截面具有L型截面，因而壁12、13在肋条4横截面上的每一点都是相互垂直的。
边缘15、16之间的距离、边缘15、17之间的距离、壁13、12的宽度以及每条肋条4的尺寸从端部10到端部11是减小的。
壁12、13的厚度可最大化地降低鸟9沿轴线A的动量以及径向偏差，同时又并未超过保护罩2的给定总重量。
每个肋条4都是从各自的端部11沿保护罩2的旋转方向扭曲的。
换句话说，沿保护罩2和肋条4的旋转方向，每个肋条4的端部10在角度上都在相同肋条4的端部11的前面。
肋条4在腔5内成角度地均匀间距排列。
换句话说，肋条4布置在腔5内部，使得相邻肋条4的端部10、11和对应点相对于轴线A来说具有相同的角向距离。
每个肋条4与相邻的肋条4均被空腔14分开。
每个腔14的尺寸从两个相邻肋条4的端部10到端部11是减小的。
肋条4和保护罩2优选由复合材料制成。
图12至19示出了没有转向装置8的保护设备25，申请人利用该保护设备在数值上进行模拟以通过参照对比来证明转向装置8和肋条4的效果。
非常简短地说，设备25由容纳发动机并围绕轴线B旋转的保护罩26限定。
除了不具有转向装置8或肋条4外，保护罩26与保护罩2是相同的。
在与保护罩2相撞时，鸟9(图4至9)冲破保护罩2的表面3。
冲击造成保护罩2损坏(图4至9)，由此使保护罩2变形并在表面3上形成开口18。
在冲击之后，保护罩2的材料的部件20(图10和11)相对于开口18升起。
在冲破保护罩2时(图8至11)，鸟9通过正与其移动轨迹交叉的肋条4而沿径向相对于轴线A转向。
由于所讨论的肋条4围绕轴线A旋转，所以鸟9沿轴线A的动量被显著的减小，并且鸟9自身也在垂直于轴线A的平面上被转向，从而减少发动机上的冲击。
根据本发明的设备1的有效性与对比设备25的比较在下面表C中示出。
更具体地说，表C中示出由鸟9在保护罩2后面的假想平状目标上所释放的作用力的百分比减小量。为了简便，在对比设备上假定一个参照力100。
 
方案 被排放的力(Force discharged) 变化
用作对比的设备25 100，0 参照
根据本发明的设备1 7.8 -92％
          表C
在冲击时，肋条4同样会使鸟9肢体分裂(图8和9)。
申请人也同样观察到材料部件20(图10和11)并未完全与开口18分离。
相反，部件20的端部边缘保持与保护罩2的表面3连接，以免被甩到发动机上。
如图12至17所示，由鸟9的冲击造成的设备25的损坏，特别是在保护罩26的表面上形成开口30。
如图18和19所示，不像设备1，鸟9在设备25上的冲击可能会导致鸟撞击发动机，并导致保护罩26的部件31从开口30处分离。
这是由于在鸟9与保护罩26撞击时，鸟9未被径向转向，因此保留下相当大的轴向动量，即使在鸟与保护罩26撞击后。
这一残留的轴向动量足以形成开口30以及使部件31分离。
根据本发明的设备1和方法的优点会通过前述说明更加清晰。
特别地，设备1的总重量较轻，在鸟9与表面3撞击的情况下阻止或最小化对发动机造成的损坏。更具体地说，对于损坏的控制足够使得发动机确保飞行器能够抵达着陆点。
实际上，发动机受到与鸟9的移动轨迹交叉的肋条4的绕轴线A的旋转的保护；肋条4相对于轴线A沿径向使鸟9转向，较大地降低了鸟9沿轴线A的动量。
肋条4的额外重量小于通过增厚保护罩2的结构而产生的重量，并可实现相同的冲击减小效果。
由此，可符合资质规定，同时降低保护罩2的额外重量，并且不会损坏飞行器的性能，也不会增加消耗。
使鸟9径向转向也极大地减小发动机吸入鸟9的风险。
申请人也观察到，一旦相对于轴线A沿径向转向，鸟9保留下比冲击到没有转向设备8的设备25时更大量的动能。
因而，在设备1上排放的力比在设备25上排放的力要小，这样就可以降低设备1的设计载荷和重量，同时仍然能够确保发动机所需的保护力度。
最后，在受到冲击的情况下，部件20仍然至少部分地连接至设备1的保护罩2的其他部分，因此就可以防止保护罩2的部件的高速分离所造成的对发动机的进一步损坏。
显然地，可对这里所描述的保护设备1和方法做出改变，并不背离随后权利要求所定义的范围。
特别地，为了达到更好分布地加强保护罩2，肋条4的数量可以给定的因数增加，也可以相同的因数降低每个肋条4的重量。
为了简化结构，肋条4不必扭曲，或甚至是相对于图1中所示的相反方式扭曲(也就是，端部11可以沿保护罩2的旋转方向在角度上位于端部10之前)。采用这种配置，设备1同样保持一定有效程度，尽管不是最优的，但同样远优于对比设备25的效果，这可通过权利要求9中所述方法的有效性中看出。
最后，肋条4可以被叶片所代替。

Claims (9)

1.一种用来保护飞行器组件免受与飞行物体(9)撞击的设备(1)，其特征在于，包含：
-主要构件(2)，其围绕轴线(A)旋转并遭受与飞行物体的撞击；以及
-转向装置(8)，其成角度地连接至所述主要构件(2)并处于所述主要构件(2)的腔的内部，并同样遭受与所述飞行物体(9)的撞击，并被设计成在所述主要构件(2)与所述飞行物体(9)撞击的情况下，减小所述飞行物体(9)的轴向动量并相对于所述轴线(A)将所述飞行物体(9)沿径向转向。
2.如权利要求1中所述的设备，其特征在于，所述主要构件(2)包含经受与所述飞行物体(9)撞击的第一表面(3)；和与所述第一表面(3)相对并且整体地支撑所述转向装置(8)的第二表面(6)。
3.如权利要求1中所述的设备，其特征在于，所述转向装置(8)包含至少一条与所述轴线(A)交叉延伸的肋条(4)。
4.如权利要求3中所述的设备，其特征在于，所述肋条(4)是弯曲的，并且其弯曲方向与所述主要构件(2)围绕所述轴线(A)的旋转方向相同，与肋条的径向内端(11)相对于所述轴线(A)的方向相同。
5.如权利要求3中所述的设备，其特征在于，所述肋条(4)的尺寸从连接于所述主要构件(2)的第一端部(10)到相反于所述第一端部(10)的自由第二端部(11)是减小的。
6.如权利要求3中所述的设备，其特征在于，所述肋条(4)包含相互垂直的第一壁和第二壁(12，13)。
7.如权利要求3中所述的设备，其特征在于，所述转向装置(8)包含至少两条相对于所述轴线(A)成角度地均匀间隔的所述肋条(4)。
8.一种包含如权利要求1所述的碰撞保护设备(1)的飞行器组件。
9.一种用于保护飞行器组件免受与具有沿轴线(A)运动的部件的飞行物体(9)撞击的方法，包括转向装置(8)，其成角度地连接至一个构件(2)并处于所述一个构件(2)的腔的内部，所述方法的特征在于，包含如下步骤：
在围绕所述轴线(A)旋转的至少一个构件(2，4)与所述飞行物体(9)之间产生撞击，从而减小所述飞行物体(9)沿所述轴线(A)的动量，并且使所述飞行物体(9)相对于所述轴线(A)沿径向转向。
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