CN101855135A - 安装于飞机发动机的机舱中间结构上游的进气口结构以及配备这种进气口结构的机舱 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种进气口结构，该进气口结构被设计成安装在飞机发动机的机舱的中间结构的上游，并特别包括：外壁(7)，它含有唇缘(9)，并安装成能够相对于中间结构在后部位置和前部位置之间运动；壁(11)，它界定出所述唇缘(9)内的除冰隔室(13)；至少一个除冰集管(15)，其在所述隔室(13)内延伸；以及所述集管(15)的至少一个热空气供应导管(17)，其能够刚性地与所述中间结构相连接。壁(11)紧密固定在所述唇缘(9)内，并且所述供应导管(17)通过可分离的密封装置(27、29、31、35)与所述集管(15)相连接。

Description

安装于飞机发动机的机舱中间结构上游的进气口结构以及配备这种进气口结构的机舱
本发明涉及一种安装在飞机发动机的机舱中间结构上游的进气口结构，并且涉及一种配备这种进气口结构的机舱。
在2006年10月2日提交的专利申请FR06/08599中，申请人描述了(见附图1-3)一种用于飞机发动机的机舱1，其包括被设计成安装在中间结构5的上游的进气口结构3，所述进气口结构3特别包括：
-外壁7，包括唇缘9，该外壁设计成相对于所述中间结构5在后部位置(图2)和前部位置(图3)之间可动地安装；
-分隔件11，界定出所述唇缘9内的除冰隔室13；
-至少一个除冰集管15，在所述隔室13内延伸；以及
-至少一个导管17，用于将热空气供应给所述集管15，该导管被设计成以固定方式与所述中间结构5相连接。
当外壁7位于后部位置(图2)时(也就是说位于正常工作位置)，为了密封除冰隔室13，有必要提供固定在分隔件11的上部和下部的密封件19a、19b。
实际上，通过这些密封件获得的密封并不完全令人满意：维护操作时需要对外壁7进行连续的打开和关闭，这会有改变密封件的定位和形状的影响，结果是在隔室13和位于分隔件11的下游的进气口结构1的区域21之间具有除冰用热空气长期泄漏的趋势。
而在此区域21中是不希望有除冰热空气吸入的，这是由于会具有损坏某些设备的风险，特别是具有损坏位于此区域的电气设备和电子设备的风险。
文件FR2757823披露用于将热空气供应到除冰隔室的管道的原理，该管道包括安装在机舱的固定中间结构的部件以及安装在可动进气口结构的部件，这两个部件以可分离的方式彼此连接。
尽管这使其可以克服所述的密封问题，但是现有技术的这种装置还具有显著增加了进气口结构的可动部件的重量的缺点。
本发明的目的在于克服所有的上述缺陷。
本发明的目的通过一种进气口结构来实现，该进气口结构被设计成安装在飞机发动机的机舱中间结构的上游，所述进气口结构特别包括：
-含有唇缘的外壁，该外壁设计安装成能够相对于所述中间结构在后部位置和前部位置之间活动；
-分隔件，在所述唇缘内界定出除冰隔室；
-至少一个除冰集管，其在所述隔室内延伸；以及
-至少一个导管，用于将热空气供应给所述集管，该导管被设计成以固定方式与所述中间结构相连接，
在该结构中，所述分隔件以密封的方式固定在所述唇缘内，并且所述供应导管通过可分离的密封装置与所述集管相连接，
这种结构的特征在于所述可分离的密封装置紧邻所述分隔件定位。
因此，分隔件为除冰隔室提供出色的密封，可分离的密封装置在热空气供应导管和集管之间提供密封的流体连通，并且由于紧邻这些可分离的密封装置设置分隔件，使热空气集管的长度减小到最小，结果同样使得由于集管而给进气口结构的可动部件(外壁和除冰隔室以及分隔件)带来的额外重量最小。
因此，还应该注意到，同样使得进气口结构的可动部件的更换成本最小。
-所述进气口结构的内表面被设计成以固定方式安装在所述中间结构上：这种特殊的实施例与所述专利申请中所描述的相对应，其中此内表面实际上是设有噪音吸收结构的圆柱形壁；
-所述外壁被设计成以滑动方式安装在所述中间结构上：这种特殊的实施例也与所述专利申请中所描述的相对应，并且使得内部结构在其后部位置(正常操作)和前部位置(维护操作)之间方便地运动；
-所述可分离的密封装置包括阳形和阴形的集管端部和供应导管端部，或者反过来的阴形和阳形的集管端部和供应导管端部，并且例如至少一个密封件的密封装置安装在其端部之上或其内部：这些阳形和阴形端部使得供应导管和除冰集管之间可以快速地连接/分离，而无需调节直径和长度尺寸，因此可以良好地适应所涉及的多种部件的制造偏差；
-所述阴形端部具有漏斗形状：这种特殊的形状使得阳形端部在连接过程中会在阴形端部内得到引导；
-所述集管端部以密封方式穿过所述分隔件：这种特殊的实施例具有特别简单的设计；
-所述分隔件界定出围绕所述集管端部的腔室，例如密封件的密封装置一方面被置于所述集管端部和所述供应导管的端部之间，而另一方面被置于所述分隔件和所述供应导管的端部之间：在被置于集管端部和供应导管的端部之间的密封件有泄漏的情况下，热空气仍然被限制在腔室内，因此并不会在分隔件下游分散；
-所述分隔件界定出被所述集管端部以非密封方式穿过的孔口，例如密封件的密封装置一方面被置于所述集管端部和所述供应导管的端部之间，而另一方面被置于所述孔口的边缘和所述供应导管端部之间：在被置于集管端部和供应导管端部之间的密封装置泄漏的情况下，热空气仍然被限制在除冰隔室内，因此并不在分隔件下游分散；
-所述供应导管包括双层壁：这种双层壁使其可以在此导管内壁崩裂的情况下防止导管内循环的热空气逸出到位于分隔件下游的区域；
-所述供应导管在其端部包括用于在所述腔室和位于两个导管壁之间的空间之间连通的至少一个孔口：这种孔口使其可以在位于集管端部和供应导管端部之间的密封装置有泄漏的情况下避免此腔室加压，并因此避免位于此腔室和供应导管之间的密封装置泄漏的危险；
-该进气口结构包括配置在位于供应导管的两层壁之间的空间内的空气泄漏检测器：此检测器可以提供位于集管端部和供应导管端部之间的密封装置处的任何热空气逸出的信号。
本发明还涉及一种用于飞机发动机的机舱，其特征在于，该机舱包括根据前面描述的进气口结构。
本发明的其它特征和优点通过下面的描述以及附图得以清楚，附图中：
图1以立体图表示在本说明书的前序部分中描述的现有技术的机舱，该机舱通过挂架24悬挂在飞机机翼23之下，
图2和3表示现有技术的机舱的进气口结构的上部的轴向截面的视图(也就是说在图1的平面P上截取的)，其分别为正常操作位置和维护位置上，
图4和5是类似于图2和3的根据本发明的进气口结构的第一实施例的视图，
图6是该进气口结构的供应导管的局部视图，
图7和8是类似于图2和3的根据本发明的进气口结构的第二实施例的视图；
图9是类似于图7的第二实施例的变型的视图，
图10和11是分别类似于图2和3的根据本发明的进气口结构的第三实施例的视图，
图12和13是分别类似于图2和3的根据本发明的进气口结构的第四实施例的视图，
图14是将除冰集管端部紧固到图12和13所示的进气口结构的分隔件的方式的轴向视图。
在本专利申请的所有附图中，相同的附图标记表示相同或相似的构件或成组构件。
如图4所示，根据本发明的进气口结构包括具有唇缘9的外壁7。
唇缘9是进气口结构的位于最上游的部分，也就是构成进气口结构的前缘的部分。
如图2和3的主题所示，通过外壁7及其唇缘9形成的组件安装成可相对于机舱的固定中间结构(图4和5未示出)在图4代表的后部位置和图5代表的前部位置之间滑动。
正常操作配置如图4所示，图5的配置是用于接触特别是机舱的固定中间结构5以进行维护的配置。
根据本发明的进气口结构还包括以固定方式安装在中间结构5上的内壁25。
传统地，固定内壁25包括声处理装置，也就是说它可设计成由减小声音传播的蜂窝结构所覆盖。
在唇缘9内部设置有除冰集管(collecteur)15，除冰集管15被设计成在此唇缘内部循环来自于本身与热空气源相连接的供应导管17的热空气，热空气源相对于中间结构5固定安装。
分隔件11界定出除冰隔室13，集管15在除冰隔室13内延伸。
此分隔件以密封方式例如通过铆接在唇缘9内紧固。
在图4和5所示的实施例中，集管15包括以密封方式穿过分隔件11的至少一个端部27，此端部27可例如通过其周边焊接到分隔件11上。
此端部27包括密封装置29，并能够进入形成热空气供应导管17的端部的漏斗形的凹形部件31内。
本发明的说明书中所使用的术语“密封装置”表示设计用来承受导管17内循环的热空气的高温(通常大约500℃)并能耐受滑动运动的任何密封系统。
这些密封装置可特别通过适当材料的密封件来形成。
在图4所示的正常操作位置，集管15的端部27因此位于导管17的端部31内，并与其形成密封连接。
在图5所示的维护位置，包括唇缘9的外壁7以及分隔件11和集管15朝向机舱的前部运动，在此实例中也就是朝向附图的左侧。
由此，集管15的凸形端部27从导管17的凹形端部31脱离。
可以注意到导管17优选地包括内壁17a和外壁17b，以便在壁17a崩裂的情况下减少热空气在空腔21内逸出的危险。
根据图6所示的变型，可以看出导管17的端部31的漏斗形状可在导管17的外壁17b上形成，因此可以节省导管直径及重量。
在图7和8的实施例中，分隔件11界定出围绕导管17的端部31的腔室33，在进气口结构位于正常操作配置时，第二密封装置35相对于空腔21密封此腔室。
此特殊配置使其可以在腔室33内容纳由于密封装置29的不良密封造成的任何热空气的泄漏。
在图9所示的变型中，可以看出连通孔口37可以设置在腔室33和位于供应导管的两个壁17a和17b之间的空间39之间。
此孔口37使其可以在经由密封装置29有泄漏的情况下，避免腔室33增压；这使其可以减小空气经由第二密封装置35向空腔21的方向泄漏的危险。
有利的是，可以在空间39内放置泄漏检测器41，此空气泄漏检测器本身通过适当电连接与控制系统相连接。
图10和11所示的实施例与前面实施例的不同之处在于：集管15的端部27具有漏斗形状，用于此部件的导管17的端部31具有平直的形状：在此实施例中，集管15的端部27和导管17的端部31分别构成这种可分离的密封连接的阳部件和阴部件。
为此连接提供密封的密封装置29在此实例中优选地围绕导管17的端部31配置。
在图12和13所示的变型中，集管15的端部27不再与分隔件11相连接，而是以非密封的方式穿过形成在此分隔件11上的孔口45。
集管15的端部27可以通过装置47或者通过以120°配置的可调节拉杆与分隔件11相连接，如图14所示。
第一密封装置29被置于集管15的凸形端部27和导管17的凹形端部31之间，并且第二密封装置35介于此凹形端部31和形成在分隔件11内的回复装置47之间。
在热空气经由第一密封装置29泄漏的情况下，此空气直接进入到除冰隔室13内，由此减小向空腔21的方向泄漏的危险。
将注意到优选地如所述所有实施例表示的那样，集管15的端部27和导管17的端部31之间的连接区域优选地紧邻分隔件11，或者在分隔件11的平面内：这使其可以限制可动部件(也就是在其正常操作位置和其维护位置之间运动的过程中能够与外壁7一起运动的部件)的总体重量。
这种重量限制使其可以减轻装置(导轨、致动机构等等)的重量，该装置使其可以在所述两个位置之间运动外壁。
此外，在所述可动部件损坏的情况下，其更换不太昂贵，这是由于构成这些可动部件的元件被设计成尺寸刚好合适。
还将注意到，在外面板7位于维护位置时，集管15的端部27和导管17的端部31之间的可分离的连接一方面使得检查集管15时很方便，而另一方面使得检查导管17时也很方便。
还将注意到，集管15和导管17的凸形和凹形端部(或者反之亦然)之间连接的可分离性使其可以省略直径和长度尺寸的调节：因此能够良好地适应所涉及的多种部件的制造偏差。
当然，本发明绝不局限于描述和说明的实施例，这些实施例只简单地作为实例提供。

Claims (12)

1.一种进气口结构(3)，该进气口结构被设计成安装在飞机发动机的机舱(1)的中间结构(5)的上游，所述进气口结构(3)特别包括：
-含有唇缘(9)的外壁(7)，所述外壁设计安装成能够相对于所述中间结构(5)在后部位置和前部位置之间活动；
-分隔件(11)，在所述唇缘(9)内界定出除冰隔室(13)；
-至少一个除冰集管(15)，其在所述隔室(13)内延伸；以及
-至少一个导管(17)，用于将热空气供应给所述集管(15)，该导管被设计成以固定方式与所述中间结构(5)相连接，
在所述进气口结构中，所述分隔件(11)以密封的方式固定在所述唇缘(9)内，并且所述供应导管(17)通过可分离的密封装置(27、29、31、35)与所述集管(15)相连接，
其特征在于，所述可分离的密封装置(27、29、31、35)紧邻所述分隔件(11)定位。
2.根据权利要求1所述的进气口结构(3)，其特征在于，所述进气口结构的内表面(25)被设计成以固定方式安装在所述中间结构(5)上。
3.根据权利要求1和2中任一项所述的进气口结构(3)，其特征在于，所述外壁(7)被设计成以滑动方式安装在所述中间结构(5)上。
4.根据上述权利要求中的任一项所述的进气口结构(3)，其特征在于，所述可分离的密封装置包括阳形和阴形的集管端部(27)和供应导管端部(31)，或者反过来的阴形和阳形的集管端部(27)和供应导管端部(31)，并且例如至少一个密封件(29、35)的密封装置安装在其端部之上或其内部。
5.根据权利要求4所述的进气口结构(3)，其特征在于，所述阴形端部(27或31)具有漏斗形状。
6.根据权利要求4和5中任一项所述的进气口结构(3)，其特征在于，所述集管端部(27)以密封方式穿过所述分隔件(11)。
7.根据权利要求6所述的进气口结构(3)，其特征在于，所述分隔件(11)界定出围绕所述集管端部(27)的腔室(33)，例如密封件(29、35)的密封装置一方面被置于所述集管端部(27)和所述供应导管(17)的所述端部(31)之间，而另一方面被置于所述分隔件(11)和所述供应导管(17)的所述端部(31)之间。
8.根据权利要求4和5中任一项所述的进气口结构(3)，其特征在于，所述分隔件(11)界定出被所述集管端部(27)以非密封方式穿过的孔口(45)，例如密封件(29、35)的密封装置一方面被置于所述集管端部(27)和所述供应导管(17)的所述端部(31)之间，而另一方面被置于所述孔口(45)的边缘和所述供应导管端部(31)之间。
9.根据上述权利要求中的任一项所述的进气口结构(3)，其特征在于，所述供应导管(17)包括双层壁(17a、17b)。
10.根据权利要求7和9所述的进气口结构(3)，其特征在于，所述供应导管(17)在其端部包括用于在所述腔室(33)和位于两个导管壁(17a、17b)之间的空间(39)之间连通的至少一个孔口(37)。
11.根据权利要求9和10中任一项所述的进气口结构(3)，其特征在于，该进气口结构包括配置在位于所述供应导管(17)的所述两层壁(17a、17b)之间的所述空间(39)内的空气泄漏检测器(41)。
12.一种用于飞机发动机的机舱(1)，其特征在于，该机舱包括根据上述权利要求中的任一项所述的进气口结构(3)。
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