CN101939222B - 用于安装在飞机发动机的进气口的壳体上的发动机进气活门和具有这种发动机进气活门的发动机以及飞机系统 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种用于安装在飞机发动机的进气口或进气通道的壳体上的发动机进气活门(K)，其具有第一端(E1)和与第一端相对设置并沿进气活门的纵向(L)与第一端隔开的第二端(E2)，其中所述纵向(L)在正常使用时与流入发动机的空气流动方向(S)相反地定向，所述发动机进气活门具有：进气活门基体(1)，具有用于铰链连接的连接装置，以便铰链式地将进气活门基体(1)连接到进气口或进气通道的壳体上，所述连接装置具有沿第二端(E2)延伸的旋转轴线(A)；在结构上与进气活门基体(1)集成的进气活门延长部(2)，该进气活门延长部具有第一和第二侧部件(5、6)，所述第一和第二侧部件分别在进气活门(K)的两个彼此相对设置并沿纵向(L)延伸的侧边缘(1a、1b)上从所述进气活门基体(1)出发延伸；多个横梁(11)或多个纵梁，所述横梁或纵梁设置在发动机进气活门(K)的前部区域中。
Description
技术领域
本发明涉及一种用于安装在飞机的发动机的进气口或进气通道的壳体上的发动机进气活门和具有这种发动机进气活门的发动机以及具有设计成辅助发动机的发动机的飞机系统。这里，本发明特别是涉及用于进气活门的能摆动的基体的延长部，所述延长部设定用于在结冰的情况下防止入口变小或堵塞，所述延长部具有用于与进气活门基体相连的第一侧边、与第一侧边缘相对设置的第二侧边和第三以及第四侧边，所述第三和第四侧边缘分别从第一侧边延伸到第二侧边。此外，本发明还涉及一种进气活门、具有所述延长部的进气活门以及具有进气活门的发动机。
背景技术
所述入口特别是可以是发动机入口，例如飞机的发动机入口。所述入口此外还可以用于其它设备和部件的空气供应口，例如用于辅助发动机或发电机的涡轮叶轮。
US3 652 036、US3 664 612和US3 770 228分别描述了一种发动机入口，其上设置有多个可移动的活门以便改变发动机入口的前面区域的轮廓。
在进气活门前沿以及特别是在发动机进气活门前沿上的冰积聚可能导致，发动机空气入口上的压力损失过高。这会由于在飞行中突然或连续形成的冰积聚导致发动机空气活门入口开口的堵塞。冰积聚的后果是由于流损失而使涡轮的功率降低。在现有技术中已知并使用以下解决方案：
-气动除冰垫
-电磁除冰
-热空气除冰
-液体防冰(仅在地面)。
由于缺乏可靠的用于在飞行中检测冰积聚的方法，目前，一旦飞机处于可能导致冰积聚的气象条件下，就已经采用应对措施。
已知的用于防止和除去冰积聚的方法要求使用必须由机载自带系统获得的能量。特别是当在发动机入口上存在冰积聚时，必须及时采取有效的应对措施，以便避免吸入冰和由此导致的发动机中的涡轮叶片损坏。为了可靠地实现这一点，必须在关键部位安装复杂的具有适当的调节装置和/或控制装置的控制系统。
发明内容
因此，本发明的一个目的是，优化入口流动并在同时以简单的手段防止发动机的入口由于在飞行期间结冰而被堵塞。
所述目的通过一种用于安装在飞机发动机的进气口或进气通道的壳体上的发动机进气活门、一种具有由发动机壳体形成的进气口的发动机以及一种具有辅助能量供应装置的飞机系统来实现。本发明的其他实施例在本文中给出。
根据本发明的进气活门以及特别是多个用于发动机的进气活门设定为用于安装在发动机的进气口或进气通道的壳体上。所述进气活门设定成用于安装在前部的、即在正常使用时入口或入口通道朝向流的边缘区域上。所述壳体可以是入口通道集成在其中的飞机结构，或者是外部发动机的壳体。
根据本发明的用于安装在飞机的发动机的进气口或进气通道的壳体上发动机进气活门的一个实施例，它具有第一端和与第一端相反设置的并沿进气活门的纵向与第一端隔开的第二端，其中所述纵向在正常使用时与流入发动机的空气的流动方向相反地定向，所述进气活门具有：
进气活门基体，具有用于铰链连接的连接装置，以便铰链式地将进气活门基体连接到进气口或进气通道的壳体上，所述连接装置具有沿第二端延伸的旋转轴线，
在结构上与进气活门基体集成的进气活门延长部，该进气活门延长部具有第一和第二侧部件，所述第一和第二侧部件分别在进气活门的两个彼此相对设置并沿纵向延伸的侧边缘上从所述进气活门基体出发延伸，
多个横梁，所述多个横梁设置在所述侧部件上并横向于纵向在所述侧部件之间延伸。
这里进气活门基体和进气活门延长部可以制成为一体的。除此以外，进气活门延长部也可以作为能附装在进气活门基体上的构件安装在进气活门基体上。
根据本发明的一个实施例，横梁抗旋转地设置在所述侧部件上。除此以外，各横梁的至少一部分能够附加地可绕其纵轴线旋转地设置在侧部件上。
通常可以设定，横梁的横截面具有翼形的形状。
但在这种情况下，也可以设想横梁的其他设计方案，即，横梁的至少一部分弹性地预加载到初始位置中。
此外，在本发明的实施例中可以设定，横梁由弹性的材料形成，在采用这种材料时，横梁当存在按正常情况出现的并沿纵向流动的空气流时以一定的程度弯曲和/或扭转，从而可以使在横梁上形成的冰层破碎。
根据一个实施例可以一般性地设定，在所述侧部件之间设置有至少一个设置在进气活门基体上并沿纵向延伸的纵向板条，并且多个横梁在一个相应侧部件和一个纵向板条或在两个纵向板条之间延伸。
根据本发明的另一个实施例，用于安装在飞机的发动机的进气口或进气通道的壳体上的发动机进气活门设有第一端和与第一端相对设置的并在进气活门的纵向上与第一端隔开的第二端，其中在正常使用时所述纵向与流入发动机的方向相反地定向，所述进气活门具有：
进气活门基体，具有用于铰链连接的连接装置，以便铰链式地将进气活门基体连接到进气口或进气通道的壳体上，，该连接装置具有沿第二端延伸的旋转轴线，
在结构上与进气活门基体集成的进气活门延长部，该进气活门延长部具有第一和第二侧部件，所述第一和第二侧部件分别在进气活门的两个彼此相对设置并沿纵向延伸的侧边缘上从所述进气活门基体出发延伸，
多个纵梁，所述多个纵梁设置在所述进气活门基体上并分别沿进气活门的纵向延伸。
这里进气活门基体和进气活门延长部一体地制成。除此以外，进气活门延长部也可以作为能够附装在进气活门基体上的构件安装在进气活门基体上。
此外，本发明的几个实施例中可以设定，纵梁由弹性材料形成，在采用这种材料时，当存在正常情况下出现的并沿纵向流动的气流时，所述纵梁以一定程度弯曲和/或扭转，从而可以使在纵梁上形成的冰层破碎。
根据本发明的另一个方面，发动机设有由发动机壳体形成的空气入口，其中在与正常存在的气流相反地定向的前部边缘区域上设置根据本发明的一个实施例的发动机进气活门。这里可以设定，沿流动方向观察，沿发动机壳体的外周并排地设置多个发动机进气活门。
根据本发明的另一个方面，发动机设有发动机进气活门，在所述进气活门上分别设置至少一个调节驱动装置，用于绕其旋转轴线调节相应发动机进气活门，其中所述发动机具有控制装置，该控制装置具有带有用于飞行控制系统和/或发动机控制系统的接口的控制功能，并设计成，使得所述控制装置在接收到来自飞行控制系统的空气数据和/或发动机控制系统和/或飞行控制系统的当前的或要求的发动机功率时，产生用于控制发动机进气活门的调节驱动装置的指令信号，并将所述指令信号发送给发动机进气活门的调节驱动装置，以便绕其旋转轴线(A)调节发动机进气活门，以便调节入口中的气流。
根据另一个实施例，发动机设有具有能绕其纵轴线旋转的纵梁的发动机进气活门的构型，所述发动机具有致动器，这些致动器连接在至少一部分纵梁上，以改变横梁的旋转位置，所述发动机具有控制装置，所述控制装置具有带有用于飞行控制系统和/或发动机控制系统的接口的控制功能，并设计成，使得所述控制装置在接收到飞行控制系统的空气数据和/或来自飞行控制系统和/或发动机控制系统的当前的或要求的发动机功率时，能够启动用于改变横梁的旋转位置的调节驱动装置，以便绕其纵轴线调节横梁，从而调节入口中的气流。
所述驱动功能特别可以设计成，使得该控制功能使用飞机的流动速度作为空气数据。
也可以设定，采用在发动机入口的区域中测量的作为空气数据的气流数据和/或流动的空气的温度，作为由控制功能使用的输入信号。
根据本发明还给具有辅助供能装置的飞机系统设置有设计成辅助发动机的发动机，所述发动机按根据本发明的构型构成。这里特别是可以设想，所述控制功能具有这样的功能，利用该功能所述活门能够在覆盖位置和打开位置之间运动，在所述覆盖位置入口流的流量最小，在所述打开位置，入口流的流量最大，所述飞机系统具有能量供应装置，当能量供应装置激活辅助发动机时，该装置向所述控制功能发送指令信号，以使发动机进气活门从其覆盖位置运动到其打开位置。
根据本发明，用于所述进气活门基体的延长部具有用于连接延长部和进气活门基体的第一侧边、与第一侧边相对置的并沿延长部的纵向隔开设置的第二侧边，以及第三和第四侧边，其中第三和第四侧边分别从第一侧边延伸到第二侧边。换而言之，延长部具有主体，该主体在侧向通过四个侧边围成或限定。如果延长部或活门延长部附装在不可运动或可摆动地连接在入口部件上的基体上，则至少在确定的使用状态下可以防止由于在进气活门上结冰导致的入口变小，特别是防止在结冰时入口的堵塞。
这里第三和第四侧边沿延长部的纵向具有长度L1，并且在第二侧边上形成凹口/缺口，所述凹口具有两个相互对置的侧边内侧，所述侧边内侧分别沿第三和第四侧边延伸，并具有横向于第三和第四侧边延伸的、使其内端部相连的凹口后边缘。就是说，所述凹口在三个侧面由延长体限定。除了通过延长体的一个边缘以外，凹口后壁也可以通过进气活门基体的一个边缘或棱边形成。第三和第四侧边的长度L1可以是相同的，当然也可以使所述两个长度是不同的，从而延长部的第三和第四侧边中的一个比所述第三和第四侧边中的另一个更远地突出于进气活门基体。
延长部作为进气活门基体的延长可以延续该基体的形状，例如具有与基体相同的曲率半径。但对于弯曲的基体，延长部也可以平直地形成，或者具有其它的不是基体的形状的延续的形状。所述延长部可以与基体对接地相连，所述延长部可以固定在基体的表面或下侧上，并且最后所述延长部可以在连接区域内附装在基体上或插入基体敞开或开口的端部中。
所述延长部还可以具有多于一个凹口，所述凹口特别是横向于纵向观察并排地设置，其中所述多个凹口可以这样形成，即一个或多个梁将前面所述的一个凹口分开并分别在两个相邻的梁之间形成一个凹口。
这里所述梁可以是从第三侧边延伸到第四侧边的横梁。在所述凹部中在第三和第四侧边之间可以附加地存在纵梁，即平行于第三和第四侧边延伸的板条，所述纵梁提高横梁的稳定性。这里所述板条可以或者只与横梁相连，但所述板条也可以固定地与凹口后边相连或与所述凹口后边一体地形成，并且所述横梁固定或可运动地分布。
横梁可以都具有相同的形状，但这些横梁也可以在其几何形状上是变化的。所述凹口可以都具有相同的尺寸，但这些横梁也可以相互间具有不同的间距，由此不同尺寸的凹口可以在横梁之间形成。最后，每两个横梁可以相互平行延伸，从而横梁相互间总是具有相同的间距，或相互成一角度设置，从而两个横梁之间的凹口的宽度可以从一个侧壁向另一个侧壁改变。
横梁可以与第三和第四侧边固定地连接，就是说，横梁不能相对于第三和第四侧边运动。但横梁也可以能够旋转运动地支承在各侧边中，从而所述侧边能够横梁的纵轴线摆动。
在第三侧壁和第四侧壁之间可以附加地设置纵向板条，所述纵向板条稳定横梁，因为所述纵向板条防止横梁弯曲。这里横梁可以分成部分横梁，所述部分横梁分别从一个侧壁延伸到最近的纵向板条，或所述纵向板条可以具有开口，横梁从一个侧壁穿过所述开口延伸到下一个侧壁。当存在多个纵梁时，横梁中的几个也可以具有开口，而另一些则用于支承或连接此时的部分横梁。
可摆动运动的横梁可以在其静止位置例如通过弹簧力预紧。所述横梁在飞行中由于所施加的气流从所述静止位置偏转出来，在空气力减弱时，例如在着陆之后，横梁由于弹簧力重新返回其静止位置。作用在横梁上的气流的强度可以取决于对延长部冲流或绕流的空气的流动速度和/或入流方向。
固定地保持在侧边中的横梁可以由柔性、弹性的材料制成或具有所述材料，从而在由于冲流的空气受到载荷时所述横梁可以旋转或扭转，在载荷减弱时或后重新返回其基本形状。
为了在延长的区域中提供低的空气阻力和形成尽可能少的涡流，横梁的表面或至少横梁的表面的部分可以位于延长部的上侧的表面轮廓的假想的延续部上。横梁可以具有恒定的材料厚度，但所述横梁也可以具有不同厚度的区域，例如在其边缘处较小的材料厚度，这可以改善绕横梁的气流和/或影响其在气流中的柔性特性，以便在飞行中有效地防止延长部的区域内的冰积聚或消除在该区域内过度的冰积聚。
所述延长部总体也可以这样形成，即，由紧凑的延长部体部中冲出凹口或通过激光束或水束切割出凹口。
所述梁也可以是沿延长部的纵向分布的纵梁，并且其中在纵梁之间形成的开口在延长部的第二侧上敞开。开口位于凹口中的端部可以位于一共同的线上，但所述开口也可以以不同的距离伸入凹口中。这样靠外的开口可以比靠内的开口长或短，或者相反。开口的宽度也可以变化。纵梁可以都具有相同的厚度，但这些纵梁也可以具有不同材料厚度的区域。由此例如可以影响纵梁在气流中的振动特性，以便抵消在纵梁上的结冰成或避免在该区域过度的结冰。
所述纵梁可以与延长部一起一体地制成，从而纵梁的表面无过渡部地转入延长部的表面。所述活门的进气活门基体侧的端部可以构成为直线或半圆形的，所述端部可以相应地加工、例如铣削，以便改进作用在纵梁上的力向延长部中的导入。
原则上延长部可以具有不同的材料，例如一种用于延长部体部的材料，以及另一种用于梁的材料。所述梁也可以根据其要求具有不同的材料，例如芯部由抗扭转的材料组成，而在芯部上形成的外表由柔性的材料组成。但延长部也可以由一种材料组成，例如由金属或一种具有金属特性的材料或由复合材料、例如GFK组成。
本发明还涉及一种发动机进气活门，它具有进气活门基体，该进气活门基体具有用于铰接地连接在发动机周壁上的第一进气活门基体端部、如上所述的延长部，所述延长部以其第一侧边与第二进气活门基体端部相连，所述第二进气活门基体端部与第一进气活门端部相反地设置。这里延长部可以与正常的流方向相反地从进气活门基体中悬伸出来。
这里进气活门基体和延长部可以一体地制成，就是说它们形成整体的构件。另一方面，延长部也可以是与进气活门基体独立的构件，该构件可以事后附装在已存在的进气活门基体上或与进气活门基体固定地连接。所述连接可以是不可拆开的例如通过焊接连接、粘结连接或铆接连接实现的，但或者也可以是可拆开地通过螺纹连接或卡扣连接实现的。
这里可以给任何现存的具有匹配的连接区域的进气活门基体类型设置连接件，从而即使在已经投入工作的飞机中也可以使用所述连接件。
最后本发明涉及一种发动机，该发动机具有特别快速运行的涡轮机、发动机周壁和至少一个预先规定的发动机盖。沿发动机周壁的外周可以并排地设置多个发动机活门，所述发动机活门可以根据所需的发动机功率通过控制装置单独或共同地打开和/或关闭。这里延长部的在发动机活门关闭时距离发动机周壁最近的侧面是延长部的下侧，在这种情况下背向发动机周壁的侧面是上侧。
附图说明
下面根据附图来说明本发明的实施例。其中具体示出：
图1示出根据本发明的进气活门的第一实施例的俯视图，所述进气活门具有基体和一体地安装在基体上的具有横梁的延长部，
图2示出图1的进气活门的侧向剖视图，
图3根据本发明的进气活门的另一个实施例的俯视图，该进气活门具有基体和一体地安装在基体上的具有在俯视图中的纵梁的延长部，
图4示出图3的进气活门的剖视图，
图5示出根据本发明的进气活门的另一个实施例的立体图，该进气活门具有进气活门基体和安装在进气活门基体上的延长部，该延长部具有在立体图中的横梁。
具体实施方式
图1示出从上方观察飞机发动机的进气活门的视图，以基本形状从发动机上分离出来。根据本发明的用于发动机的进气活门K并且特别是多个进气活门设定为用于安装在进气口或进气通道的壳体上或飞机的发动机的周壁上。所述进气活门K设定为用于安装在入口或入口通道的前面的、即在正常使用中朝向气流的边缘区域上。对于装入飞机结构中的发动机，所述壳体可以是其中集成有入口通道的飞机部分结构或者是外部的发动机的壳体。所述边缘区域是在飞机纵向上观察最前面的结构区域，在该结构区域上，所述入口通入所述结构中或发动机壳体中。安装根据本发明设置的进气活门K的具体位置可以根据特定的空气动力学和载荷力学设计基于相应的应用场合来确定。发动机进气活门K由进气活门基体1和进气活门延长部2构成。所述进气活门延长部2在结构上与进气活门基体1集成，就是说，所述进气活门基体1和进气活门延长部2一体地制成或进气活门延长部2能够作为能附装在进气活门基体1上的构件安装在进气活门基体1上。
根据本发明的发动机进气活门K设定为用于安装在飞机的发动机的进气口或进气通道的壳体上，并具有第一端E1和与第一端相对设置并沿进气活门K的纵向L隔开的第二端E2。所述纵向L在这里在发动机进气活门K正常使用时为了安装在进气口或进气通道的壳体上与流入发动机的气流方向S相反地定向。进气活门K具有进气活门基体1，所述进气活门基体具有用于铰链连接的连接装置，该连接装置用于将进气活门基体1铰接地连接在的进气口或进气通道的壳体上，并且该连接装置具有沿第二端E2延伸的旋转轴线A。
此外，所述发动机进气活门K还具有与进气活门基体1结构上集成的进气活门延长部2，该进气活门延长部具有第一和第二侧部件5、6，所述第一和第二侧部件分别在进气活门K的两个彼此相对设置的并沿纵向L分布的侧边1a、1b上从进气活门基体1出发延伸。
在图1和2中所示的实施例中，进气活门延长部2具有多个横梁11，所述横梁设置在侧部件5、6上并横向于纵向(L)在所述侧部件之间延伸，从而所述横梁在延长部2的第三侧壁或侧向延长部形式的第一侧部件5和第四侧壁或另一个侧向的延长部形式的第二侧部件6之间形成。
由此在横梁11之间构成凹口7。所述凹口7在侧部件5或6的两个相互朝向的内侧8、9之间延伸，所述侧部件分别在延长部的相互朝向的内侧上或沿第三或第四侧壁5、6延伸，并具有连接所述内侧的内端部的边缘。
集成的延长部2可以以第一侧壁3与进气活门基体1不可拆开地这样连接，即进气活门基体1和延长部2在视觉上构成一致的进气活门。这里进气活门基体1和第三和第四侧壁5、6可以形成共同的具有一致的沿其表面延伸方向的曲率的包裹部。此外，延长部2还具有与第一侧边3相对的并沿延长部2的纵向与第一侧边隔开设置的第二侧边4。进气活门延长部2特别是可以作为能附装在进气活门基体1上的构件安装在进气活门基体1上。
横梁11可以与侧壁或侧部件5、6相连。为此，横梁11作为独立的部件制造并事后与延长部2的第三和第四侧壁5、6相连。但横梁11也可以与延长部2或与延长部2的表面一体地构成，其中事后通过已知的切割方法在延长部2中切割出凹口7，合适的切割方法例如是激光切割法。
如果横梁11作为独立的部件制造，则所述横梁可以与延长部2固定地，即相对于延长部2不可运动地相连。但横梁11也可以能运动地与延长部2相连，其中在这种情况下可运动的表示，横梁11能摆动地支承在第一侧部件5的指向内部的的侧壁中和/或第二侧部件6指向内部的侧壁中，其中结构上规定了横梁11能够摆动的最大角度。横梁11在侧壁5、6中的这种可运动的支承这样构成，使得横梁11能够通过入流的空气在飞行和气流S中出现的流动力调整，以便例如根据空气活门的开度保持横梁11的空气阻力尽可能低或优化气流S的流动特性。
能运动的横梁11可以例如通过未示出的弹簧在静止位置中预紧，从而在摆动之后，所述横梁能够在作用的流动力减弱时重新回到其静止位置。
所述横梁11可以固定地或可摆动地与延长部2相连。为此目的所述横梁可以由弹性的柔性材料构成或者具有这种材料，从而所述横梁能够通过作用的流动力扭转，以便如上所述使空气阻力最小化或优化在入口中存在的流动状态。附加地可以通过这种扭转抵消在横梁11上的冰的构成，因为横梁11通过所述凹口7引导冰离开进气口，并且通过横梁11的扭转使冰从横梁11的表面上释放，例如爆裂。由此只通过结构上的措施就可以实现对进气活门或入口区域的可靠的除冰，而不需要高的能量供应，不需要使用控制器和/或用于检测该区域内的结冰的检测器。
这里横梁11可以在其分布上并且特别是沿纵向L11和沿横向Q11的分布上具有保持相同的材料厚度，就是说，所述横梁具有扁平的矩形杆的形状。但所述材料厚度也可以是变化的，从而例如每个横梁11都具有翼形的形状或以尖的纵向棱边伸入流S中。所述横梁可以是空心体，包括由一种材料或多种材料构成的体部的紧凑体，它可以具有或没有空腔。由多种材料构成的横梁可以例如具有硬的芯部并具有与芯部相比较软的外壳，所述外壳可以在流中扭转。附加于所述扭转，无论结构形式如何，横梁11还可以通过所作用的流动力置于振动，这附加地抑制梁上的结冰。
图2中从侧面用剖视图示出图1的进气活门K。可以看到进气活门基体1和具有横梁11的集成的延长部2。进气活门基体1和具有第一侧部件5和第二侧部件6的延长部2形成共同的表面13，所述表面具有沿纵向L延伸的一致的，即不变的曲率和共同的进气活门K的下侧14。这里所述下侧14是进气活门朝向发动机入口的侧面。
图3示出根据本发明的发动机进气活门K或延长部2的另一个实施例。该发动机进气活门K具有多个纵梁12，所述纵梁设置在进气活门基体1上并分别沿进气活门K的纵向L延伸。在纵梁12之间由此形成凹口7。所述纵梁12可以与延长部2一体地形成，但所述纵梁也可以是与延长部2相连、例如粘结、焊接或通过铆钉或螺钉相连的独立的部件。在该实施例中，纵梁12作为与延长部2一体形成地示出。所述实施形式提供了这样的优点，即在纵梁12和延长部2之间不存在可能会在这个区域导致流过的空气形成涡流的接缝。
所述纵梁12可以通过在飞行中作用的流动力置于振动并由此与前面所述的横梁11类似地抑制结冰和/或除去已经形成的冰。
与图1中的横梁11一样，延长部2的纵梁12在第三侧壁5和第四侧壁6之间形成。但因为在该实施形式中，侧壁5、6不需要用于支承或固定纵梁12，所以其本身也可以形成纵梁12。
纵梁12可以沿纵向和横向连贯地具有均匀的材料厚度，但所述纵梁也可以具有变化的材料厚度，例如在纵梁12到延长部2的过渡部的区域中具有较大的材料厚度并在尖端具有较小的材料厚度。由此在流动力作用时首先将纵梁12的尖端置于振动，并能够直接在该关键区域内可靠地避免结冰。
在纵梁12到延长部2的过渡部中，在每两个纵梁之间分别形成一个凹口后壁10。所述过渡部可以突然地作为台阶构成，但这会在该区域内导致气流的涡流。为了避免空气的涡流，所述过渡部可以连续地延伸，从而空气可以基本上不受干扰地流动。
在图4的侧视图中可以看到，纵梁12可以这样构成，即，所述纵梁形成进气活门基体1的表面的延续部，使得由进气活门基体1和延长部2形成的进气活门从该侧面观察具有闭合的形状，并具有连续的表面13和连贯的下侧14。
根据本发明的延长部2的第三实施例在图5中示出，在该实施例中，在侧部件5、6之间设置至少一个设置在进气活门基体1上的并沿纵向L延伸的纵向板条15，并且分别有多个横梁11在侧部件5、6和纵向板条15之间或在两个纵向板条15之间延伸。所述延长部2特别是可以是独立的构件，所述构件可以事后与现有的进气活门基体1相连或装配。
所述延长部2在第一侧边3上与进气活门基体2相连或能与其相连，所述进气活门基体这里与在建造时设置的进气活门相同。进气活门基体1与延长部2的连接设置成，使得延长部2相对于进气活门基体1不能运动。这种连接可以通过机械式的连接，如铆钉或螺栓形成。但所述延长部2可以通过粘结连接或焊接连接与进气活门基体相连。为此在此时确保连接的必要的稳定性，延长部2例如具有在图5中示意性示出的或其他构型的连接部段，该连接部段连接在第一侧壁上并且为了使延长部2与进气活门基体1连接能够与其下侧14相粘结。这里连接件在长度和宽度上最大具有与进气活门基体1的下侧14相同的尺寸，但它也可以只是部分地覆盖所述下侧14。
尽管在图5中示出独立构成并事后与进气活门基体1相连的延长部1具有横梁11，但是它同样可以具有纵梁12。在所示构型中，所述连接件2在横梁的区域内具有设置在第三侧壁5和第四侧边6之间的纵向板条15。尽管在图5中只示出一个附加的板条15，也可以并排地设置多个板条15。所述板条15用于支承横梁11并防止横梁11弯曲。根据横梁的长度，为此一个纵向板条15就足够了。
横梁可以具有这样的长度，该长度对应于侧壁5、6中一个到最接近的板条15之间的距离，并且对于多个板条15的情况对应于两个板条15之间的距离。就是说，在这种情况下，一个横梁11由多个部分横梁形成。由此较短的部分横梁可以具有较高的抗扭转刚度或其材料和材料厚度可以这样选择，即，尽管具有较小的长度所述部分横梁仍具有足够的柔性，以便通过所作用的空气流变形并由此抑制冰积聚。所述部分横梁可以和针对图1所述的情况一样可摆动地支承在侧壁5、6和/或纵向板条15中或固定地与其连接。也可以设想例如由连接材料体地制造。
所述或各所述纵向板条15也可以这样形成，使得它/它们构成用于横梁11的通道。也就是说，横梁12只是支承在第三侧壁5和第四侧壁6中或与第三和第四侧壁固定地相连并穿过纵向板条15中的开口。此时提高了横梁12防弯曲的稳定性，所述横梁在纵向板条的区域内附加地被引导。
纵向板条15中的开口可以具有允许横梁12绕其纵轴线扭转的直径。但所述开口也可以设计成，使得这些开口在横梁11穿过的纵向板条15的通道区域内限制横梁11的运动的自由度。
但横梁11也可以支承在第一侧部件5、第二侧部件6和纵向板条15或各纵向板条15上并从上方，即在上侧13上与上述部件相连。横梁11也可以从下方，即在下侧14上与侧壁5、6和板条15相连。在所有连接方案中重要的是，横梁11和/或部分横梁仍具有足够的柔性，以便通过扭转和/或振动避免和/或抑制结冰。所有针对图1至4所述的情况也可以合理地适用于图5中的实施例。
通常发动机进气活门K可以铰接在发动机壳体(未示出)上并能够分别通过调节驱动装置或通过共同的经由耦联装置作用在发动机进气活门K上的调节驱动装置调节。根据本发明发动机设有发动机进气活门，在所述发动机进气活门上分别设置至少一个的调节驱动装置，用于绕发动机进气活门的旋转轴线调节相应的发动机进气活门，其中，所述发动机具有控制装置，该控制装置具有带有到飞行控制系统和/或发动机控制系统的接口的控制功能，并且所述控制装置设计成，使得该控制装置在由飞行控制系统接收空气数据和/或由飞行控制系统和/或发动机控制系统接收到实际或要求的发动机功率时产生用于控制发动机进气活门的调节驱动装置的指令信号并将其发送给发动机进气活门的调节驱动装置，以便绕发动机进气活门的旋转轴线(A)调节发动机进气活门，从而调整入口中的气流。
根据本发明的实施形式通常设定为用于飞机上的发动机。通过调整根据本发明设置在发动机壳体上的发动机进气活门K，能够通过在发动机或入口壳体上的使用实现入口流的优化、降低发动机或入口壳体的空气阻力以及使对发动机功率的影响最小化。通过控制装置产生指令信号可以基于数值表或校准表进行，在所述表中给所述传感器值或传感器值的选择或组合分配指令信号值或数值，例如标称值或用于致动器的调节值，由所述标称值或调节值可以导出指令信号值。在后一种情况下，控制功能具有相应的用于导出指令信号值的功能。
根据本发明的另一个实施形式，发动机是(主)发动机或辅助动力装置(也简称为APU)，所述辅助动力装置只是有时并在飞行中特别是在一个或多个主发动机发生动力损失时启动，以提供紧急能量供应动力。根据本发明，飞机系统设定为用于这种应用场合，该飞机系统具有按本发明的一个实施形式的发动机和能量供应装置。所述控制功能特别是附加于根据前面的实施例的功能还具有这样的功能，利用所述功能能够使所述活门在覆盖位置和打开位置之间运动，在覆盖位置中，入口流的流量最小，在打开位置中，入口流的流量最大。所述能量供应装置特别可以具有这样的功能，当能量供应装置处于无故障运行中时，该功能向控制功能发出指令信号，用于使发动机进气活门K移动或保持在其覆盖位置，和/或当能量供应装置启动辅助发动机时，该功能向控制功能发出指令信号，用于使发动机进气活门K移动或保持在其打开位置。辅助发动机特别是可以在获知或检测到至少一个主发动机的动力损失时由所述能量供应装置实现。也可以设想，发动机系统检测相应地出现地动力损失，并且所述发动机系统向控制装置发出指令信号以便使进气活门K移动到其打开位置。
根据本发明设置的用于移动或操作所述进气活门K的控制装置特别可以是飞行控制装置和/和发动机系统的功能上的组成部分，用于控制和调节飞机发动机。
附图标记列表
1 进气活门基体
1a 第一侧边
1b 第二侧边
2 进气活门延长部
3 进气活门延长部2的第一侧边
4 进气活门延长部2的第二侧边
5 第一侧部件
6 第二侧部件
7 凹口
8 内侧
9 内侧
10 凹口后边
11 横梁
12 纵梁
13 上侧
14 下侧
15 纵向板条
A 旋转轴线
E1 发动机进气活门K的第一端
E2 发动机进气活门K的第二端
K 发动机进气活门
L 发动机进气活门K的纵向
L11 横梁11的纵向
L12 纵向
Q11 横梁11的横向
S 流动方向
Claims (27)
1.用于安装在飞机发动机的进气口或进气通道的壳体上的发动机进气活门(K)，具有第一端(E1)和与第一端相对设置并沿进气活门的纵向(L)与第一端隔开的第二端(E2)，其中所述纵向(L)在正常使用时与流入发动机的空气流动方向(S)相反地定向，所述发动机进气活门具有：
进气活门基体(1)，具有用于铰链连接的连接装置，以便铰链式地将进气活门基体(1)连接到进气口或进气通道的壳体上，所述连接装置具有沿第二端(E2)延伸的旋转轴线(A)，
在结构上与进气活门基体(1)成一整体的进气活门延长部(2)，所述进气活门延长部(2)具有第一和第二侧部件(5、6)，所述第一和第二侧部件分别在进气活门(K)的两个彼此相对设置并沿纵向(L)延伸的侧边缘(1a、1b)上从所述进气活门基体(1)出发延伸，
多个横梁(11)，所述多个横梁(11)设置在所述第一和第二侧部件(5、6)上并横向于纵向(L)在所述第一和第二侧部件(5、6)之间延伸。
2.根据权利要求1所述的发动机进气活门(K)，其特征在于，所述进气活门基体(1)和所述进气活门延长部(2)一体地制成。
3.根据权利要求1或2所述的发动机进气活门(K)，其特征在于，所述进气活门延长部(2)作为能附装在所述进气活门基体(1)上的构件安装在所述进气活门基体(1)上。
4.根据权利要求1或2所述的发动机进气活门(K)，其特征在于，所述多个横梁(11)抗旋转地设置在所述第一和第二侧部件(5、6)上。
5.根据权利要求1或2所述的发动机进气活门，其特征在于，所述多个横梁(11)的至少一部分可绕其纵轴线(L11)旋转地设置在所述第一和第二侧部件(5、6)上。
6.根据权利要求1或2所述的发动机进气活门(K)，其特征在于，所述多个横梁(11)的横截面具有翼形的形状。
7.根据权利要求6所述的发动机进气活门(K)，其特征在于，所述多个横梁(11)的至少一部分弹性地预紧到初始位置。
8.根据权利要求1或2所述的发动机进气活门(K)，其特征在于，所述多个横梁(11)由弹性的材料形成，在采用这种材料时，所述多个横梁在正常使用时出现的并且沿纵向(L)流动的气流(S)中能够以一定程度弯曲和/或扭转，使得在所述多个横梁(11)上结冰层能够破碎。
9.根据权利要求1或2所述的发动机进气活门(K)，其特征在于，在所述第一和第二侧部件(5、6)之间设置有至少一个设置在进气活门基体(1)上的并沿纵向(L)延伸的纵向板条(15)，并且多个横梁(11)在一个相应侧部件(5、6)和一个纵向板条(15)之间或在两个纵向板条(15)之间延伸。
10.用于安装在飞机发动机的进气口或进气通道的壳体上的发动机进气活门(K)，具有第一端(E1)和与第一端相对设置并沿进气活门的纵向(L)与第一端隔开的第二端(E2)，其中所述纵向(L)在正常使用时与流入发动机的空气流动方向(S)相反地定向，所述发动机进气活门具有：
进气活门基体(1)，具有用于铰链连接的连接装置，以便铰链式地将进气活门基体(1)连接到进气口或进气通道的壳体上，所述连接装置具有沿第二端(E2)延伸的旋转轴线(A)，
在结构上与进气活门基体(1)成一整体的进气活门延长部(2)，所述进气活门延长部(2)具有第一和第二侧部件(5、6)，所述第一和第二侧部件分别在进气活门(K)的两个彼此相对设置并沿纵向(L)延伸的侧边缘(1a、1b)上从所述进气活门基体(1)出发延伸，
多个纵梁(12)，所述多个纵梁(12)设置在所述进气活门基体(1)上并分别沿进气活门(K)的纵向(L)延伸。
11.根据权利要求10所述的发动机进气活门(K)，其特征在于，所述进气活门基体(1)和所述进气活门延长部(2)一体地制成。
12.根据权利要求10或11所述的发动机进气活门(K)，其特征在于，所述进气活门延长部(2)作为能附装在所述进气活门基体(1)上的构件安装在所述进气活门基体(1)上。
13.根据权利要求10或11所述的发动机进气活门(K)，其特征在于，所述多个纵梁(12)由弹性的材料形成，在采用这种材料时，所述多个纵梁在正常使用时出现的并且沿纵向(L)流动的气流(S)中能够以一定程度弯曲和/或扭转，使得在所述多个纵梁(12)上结冰层能够破碎。
14.发动机，具有由发动机壳体形成的进气口，其中在与正常使用时存在的气流(S)相反地定向的前边缘区域上设置至少一个根据权利要求1至9中任一项所述的发动机进气活门(K)。
15.根据权利要求14所述的发动机，其特征在于，沿流动方向(S)观察，沿发动机壳体的外周并排地设置多个发动机进气活门(K)。
16.根据权利要求15所述的发动机，其特征在于，在所述发动机进气活门(K)上分别设置至少一个调节驱动装置，用于绕发动机进气活门的旋转轴线(A)调节相应发动机进气活门(K)，其中所述发动机具有控制装置，所述控制装置具有带有用于飞行控制系统和/或发动机控制系统的接口的控制功能，并设计成：使得所述控制装置在接收到来自飞行控制系统的空气数据和/或来自发动机控制系统和/或飞行控制系统的当前的或要求的发动机功率时，产生用于控制发动机进气活门(K)的调节驱动装置的指令信号，并将所述指令信号发送给发动机进气活门(K)的调节驱动装置，以便绕发动机进气活门(K)的旋转轴线(A)调节发动机进气活门(K)，从而调节入口中的气流。
17.根据权利要求15或16所述的发动机，其特征在于，所述发动机进气活门(K)还具有纵梁，所述纵梁能围绕其纵轴线旋转，多个致动器连接在至少一部分纵梁上，以改变横梁(11)的旋转位置，所述发动机具有控制装置，所述控制装置具有带有用于飞行控制系统和/或发动机控制系统的接口的控制功能，并设计成，使得所述控制装置在接收到来自飞行控制系统的空气数据和/或来自飞行控制系统和/或发动机控制系统的当前的或要求的发动机功率时，能够启动用于改变横梁(11)的旋转位置的调节驱动装置，以便绕横梁(11)的纵轴线(L11)调节横梁(11)，从而调节入口中的气流。
18.根据权利要求16所述的发动机，其特征在于，所述控制功能设计成，使得所述控制功能使用飞机的气流速度作为空气数据。
19.根据权利要求16所述的发动机，其特征在于，利用在发动机入口的区域中测量的作为空气数据的气流数据和/或流动的空气的温度作为所述控制功能所使用的输入信号。
20.发动机，具有由发动机壳体形成的进气口，其中在与正常使用时存在的气流(S)相反地定向的前边缘区域上设置至少一个根据权利要求10至13中任一项所述的发动机进气活门(K)。
21.根据权利要求20所述的发动机，其特征在于，沿流动方向观察，沿发动机壳体的外周并排地设置多个发动机进气活门(K)。
22.根据权利要求21所述的发动机，其特征在于，在所述发动机进气活门(K)上分别设置至少一个调节驱动装置，用于绕发动机进气活门的旋转轴线(A)调节相应发动机进气活门(K)，其中所述发动机具有控制装置，所述控制装置具有带有用于飞行控制系统和/或发动机控制系统的接口的控制功能，并设计成：使得所述控制装置在接收到来自飞行控制系统的空气数据和/或来自发动机控制系统和/或飞行控制系统的当前的或要求的发动机功率时，产生用于控制发动机进气活门(K)的调节驱动装置的指令信号，并将所述指令信号发送给发动机进气活门(K)的调节驱动装置，以便绕发动机进气活门(K)的旋转轴线(A)调节发动机进气活门(K)，从而调节入口中的气流。
23.根据权利要求21或22所述的发动机，其特征在于，所述发动机进气活门(K)具有横梁，多个致动器连接在至少一部分纵梁上，以改变横梁(11)的旋转位置，所述发动机具有控制装置，所述控制装置具有带有用于飞行控制系统和/或发动机控制系统的接口的控制功能，并设计成，使得所述控制装置在接收到来自飞行控制系统的空气数据和/或来自飞行控制系统和/或发动机控制系统的当前的或要求的发动机功率时，能够启动用于改变横梁(11)的旋转位置的调节驱动装置，以便绕横梁(11)的纵轴线(L11)调节横梁(11)，从而调节入口中的气流。
24.根据权利要求22所述的发动机，其特征在于，所述控制功能设计成，使得所述控制功能使用飞机的气流速度作为空气数据。
25.根据权利要求22所述的发动机，其特征在于，利用在发动机入口的区域中测量的作为空气数据的气流数据和/或流动的空气的温度作为所述控制功能所使用的输入信号。
26.具有辅助能量供应装置的飞机系统，具有根据权利要求16至19中任一项实现的辅助发动机形式的发动机或者具有根据权利要求22至25任一项实现的辅助发动机形式的发动机。
27.根据权利要求26所述的飞机系统，其特征在于，所述控制功能具有使得所述活门能够在覆盖位置和打开位置之间运动的功能，其中，在所述覆盖位置，入口流的流量最小，在所述打开位置，入口流的流量最大；并且，所述飞机系统具有能量供应装置，当能量供应装置激活辅助发动机时，所述能量供应装置向所述控制功能发送指令信号，以使发动机进气活门(K)从其覆盖位置运动到其打开位置。
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