CN102164821A - 飞行器发动机舱的空气入口和机械系统之间的连接装置 - Google Patents

飞行器发动机舱的空气入口和机械系统之间的连接装置 Download PDF

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Abstract

本发明旨为一种飞行器的发动机舱，该飞行器的发动机舱包括可以将空气沿管道(54)的延长线上的机械系统(52)的管道(56)的方向引到所述管道(54)中的空气入口(50)，所述空气入口的管道(54)包括至少一块板(58)，该板用与进入发动机舱的动力流体相接触的多孔阻声层(60)进行声学处理，至少一蜂窝状结构(62)以及一形成所述板(58)的后表面的反射层或非渗透层(64)，确保所述空气入口(50)和所述机械系统(52)之间连接的法兰(66)，所述机械系统包括至少一个利用多个连接装置与所述空气入口(50)相连的翼部(76)，其特征在于所述连接装置中的一些连接装置具有与所述限定空气入口的管道(54)的板(58)的侧面(72)相交的轴(74)。

Description

飞行器发动机舱的空气入口和机械系统之间的连接装置
技术领域
本发明涉及飞行器发动机舱的空气入口和机械系统之间的连接装置。
背景技术
飞行器的推进系统包括一个发动机舱，在该发动机舱内基本同心地装有一个机械系统，该机械系统用杆与飞行器其余部件相连接。
如图1所示，发动机舱的前方包括一个可以将气流引到机械系统12中的空气入口10。进入的气流的第一部分称作主气流，这部分气流穿过机械系统参与燃烧；第二部分气流称作辅助气流，这部分气流受到送风器的驱动，流到发动机舱内壁和机械系统外壁之间限定的环形管道中。
空气入口10包括一个唇部14，该唇部的与动力流体接触的表面通过截面基本为圆形切面的内管道16延伸到发动机舱内，并通过基本为圆截面的外壁18延伸到发动机舱外。
所开发的这些技术是用于减少飞行器发出的噪声，特别是推进系统发出的噪声。这些技术在于在内安装与内管道16相适应的覆层20，用于吸收一部分声能，主要使用的是赫姆霍兹共振器原理。
众所周知，用于声学处理的覆层20还称作减声板。该覆层从外到内包括阻声多孔层22，至少一个蜂窝状结构24和反射或非渗透层26。
阻声层是起耗散作用的多孔结构，它将通过自身的声波的一部分声能转变成热。该层包括能够让声波通过的所述开放区域和其他不能让声波通过但可确保所述层的机械强度的封闭区域或实心区域。该阻声层的特征主要在于开放表面的比率主要根据电机性能、构成所述层的成分而变化。
根据图2和图3详细示出的连接件将空气入口10与机械系统12连接。该连接件在与机械系统同一平面处包括一个环形凸缘28，将一个法兰30连接到该环形凸缘28上。法兰30的截面为L形，其一个翼部32贴紧环形凸缘28，并且通过任何合适的装置例如螺栓或铆钉34与该环形凸缘28连接，所述螺栓或铆钉穿过环形凸缘和法兰的翼部32，并与发动机舱的纵轴平行地延伸。较优地，该法兰30在管道16的周边上延伸，并可以制成多段。法兰30与空气入口10相连，特别是与限定内管道16的所述声板的后表面36相连。
为此，法兰30的第二翼部38贴紧声板的后表面36，并且通过任何合适的装置特别是用径向朝向的螺栓或铆钉40与该板连接。这些盲式连接装置40被认为没有常规固定件可靠。因此连接装置40的数量很重要，从而要将它们分布成两排，而且必须配备结构增强件42，从而保证法兰30和限定空气入口的管道16的声板之间的连接。
由于存在这种结构增强件42，并且连接装置沿两排布置，这样会导致声学平面上受处理的面积减少，而且不能使声处理的效果达到最佳。
发明内容
因此，本发明旨在克服现有技术的这些缺陷，提出一种在机械系统和飞行器发动机舱的空气入口之间能够使声处理的效果最佳的连接装置。
为此，本发明的目的在于飞行器的发动机舱，该飞行器的发动机舱包括一个可以将空气沿机械系统的管道方向导入管道的空气入口，该机械系统布置在所述管道的延长线上。所述空气入口的管道包括至少一块板，该板用于与进入发动机舱的动力流体相接触的阻声多孔层进行声学处理，至少一个蜂窝状结构以及一个形成所述板的后表面的反射层或非渗透层，一个确保所述空气入口和所述机械系统之间连接的法兰，所述机械系统包括至少一个利用多个连接装置与所述空气入口相连的翼部，其特征在于所述连接装置的一些连接装置具有与限定空气入口的管道的板的侧面相交的轴。
附图说明
下面结合附图，通过在说明书中对仅作为实施例的描述将会更清楚地理解本发明的其他特征和优点，其中：
图1是沿飞行器的发动机舱前方的一部分的径向平面的剖面示意图；
图2是详细地示出了现有技术的飞行器的发动机舱的电机与空气入口之间的连接的剖面图；
图3是示出了由现有技术的飞行器的发动机舱的电机与空气入口连接的法兰的一部分的透视图；
图4是详细地示出了本发明的飞行器的发动机舱的电机与空气入口之间的连接的剖面图；和
图5是示出了本发明的飞行器的发动机舱的电机与空气入口连接的法兰的一部分的透视图。
具体实施方式
在图4中，用剖面图表示飞行器的发动机舱的空气入口50和机械系统52之间的连接区域。众所周知，空气入口可以在管道54中引导空气，沿管道54延长线上的机械系统的管道56的方向。
管道54由至少一块进行声学处理的板58来限定，该板58包括与进入发动机舱的动力流体相接触的多孔阻声层60，至少一个蜂窝状结构62以及一个形成所述板58的后表面的反射层或非渗透层64。
根据图4和图5，本发明详细地示出了由连接件将空气入口50与机械系统52之间的连接。该连接件在机械系统处包括一个与法兰66相连接环形凸缘65。该法兰具有一个L形截面，其第一翼部68紧贴环形凸缘65，并且用任何合适的装置例如螺栓70与该环形凸缘连接。所述螺栓穿过环形凸缘65和法兰的翼部68，并沿与机械系统的轴对应的发动机舱的纵轴平行地延伸。较优地，该法兰66在管道54的周边上延伸，并可以制成多段。机械系统和法兰之间的连接不再详细描述，因为也可考虑其他技术方案。
空气入口50，特别是板58包括一个与机械系统相对的侧面72，以便保证管道54和56之间一定的连续性。
根据本发明，通过连接装置将法兰66与空气入口50连接，该连接装置包括多个杆，这些杆的轴74与侧面72相交，因而并不是径向的。因此，这些连接装置不是盲式的，因而更可靠，这就可以减少其数量，且在某些情况下，只要设置一排就行了。这样，板58就可以最大限度地靠近机械系统，这样就可以增加声学平面上受处理的面积，并且使声处理的效果最佳。
另外，法兰包括一个紧靠板58的后表面64的第二翼部76，一个对于每一个杆的突起部78，突起部具有一个与所述第二翼部76形成约30°角的倾斜平面80，该倾斜平面垂直于每个杆的轴74。此外，除了该排轴74的杆外，翼部76可以接收一排或多排的其他盲式固定件，以便在必要时完善板58中的力的传递。
较优地，将突起部78预置在法兰翼部68和76的连接区域处，这些突起部构成用于限制展开现象的增强件。
根据一个实施方式，每一个突起部78紧贴第二翼部76在横向平面(垂直于发动机舱的纵轴)内具有一个倒U形的截面，该第二翼部76沿纵向从第一翼部68向发动机舱的前方延伸。各个突起部78的朝向发动机舱前方的部分相对于横向平面倾斜，从而限定出倾斜平面80。根据该实施方式，确保法兰66和空气入口50之间连接的杆可以尽可能设置在靠近法兰的翼部68处，这样可以减小第二翼部76的尺寸，因而增大声学平面上受处理的面积。
为了增强法兰66和空气入口50之间的连接，板58在侧面72处包括一个结构加强件82，该加强件在管道54的周边延伸，并且至少制成一段。
该结构加强件82贴紧反射层64，并被设置在多孔阻声层60和蜂窝状结构62的延长线上。该结构加强件82沿径向平面具有一个Z形截面，其第一部分84贴紧反射层64，与动力流体接触的第二部分86确保管道54和56之间的伸长，被称作中间部分的第三部分88连接第一部分84和第二部分86，第一部分84和第二部分86限定出一个凹槽90，该凹槽中可以使连接装置的一部分置于法兰66和空气入口50之间。在第一部分84和第三部分88之间的连接区域留有厚度余量，该区域的倾斜平面92与倾斜平面80平行，与轴74垂直。
根据图4所示的实施方式，法兰66和空气入口50之间的连接装置包括螺栓94，螺栓94具有以轴74为中心的杆，在杆的第一端具有一个挡块，例如紧靠倾斜表面80的头部，在其第二端具有一个挡块，例如紧靠倾斜表面92的螺帽，这两个挡块是能够通过的。
当法兰66被制成首尾相接的多段时，要预置能够确保连续的两段之间的连接以及力的分布的装置。在这种情况下，将一个加强角钢件96跨接在这两个需要连接的段上，一方面由于法兰66和空气入口50之间的连接件94，另一方面由于法兰66和机械系统52之间的连接设备70，将所述加强角钢件连接这两个段上。

Claims (8)

1.一种飞行器发动机舱，所述飞行器发动机舱包括可以将空气沿管道(54)的延长线上的机械系统(52)的管道(56)的方向引到所述管道(54)中的空气入口(50)，所述空气入口的所述管道(54)包括至少一块板(58)，所述板用于与进入所述发动机舱的动力流体相接触的多孔阻声层(60)进行声学处理，至少一蜂窝状结构(62)以及一形成所述板(58)的后表面的反射层或非渗透层(64)，确保所述空气入口(50)和所述机械系统(52)之间连接的法兰(66)，所述机械系统包括至少一个通过多个连接装置与所述空气入口(50)相连的翼部(76)，其特征在于所述连接装置的一些连接装置具有与限定所述空气入口的所述管道(54)的所述板(58)的侧面(72)相交的轴(74)。
2.根据权利要求1的所述的飞行器发动机舱，其特征在于对于每一连接装置，所述法兰(66)在紧靠所述板(58)的所述后表面(64)的所述翼部(76)处具有突起部(78)，所述突起部具有与所述第二翼部(76)形成角度的倾斜平面(80)，所述倾斜平面垂直于所述连接装置的所述轴(74)。
3.根据权利要求1或2的所述的飞行器发动机舱，其特征在于所述法兰(66)在所述翼部(76)处具有盲式连接装置。
4.根据权利要求2或3的所述的飞行器发动机舱，其特征在于每一突起部(78)在横向平面内具有倒U形的截面，所述截面紧贴沿纵向从所述第一翼部(68)向所述发动机舱的前方延伸的所述第二翼部(76)，朝向发动机舱前方的各突起部(78)的部分相对于横向平面倾斜，从而限定出所述倾斜平面(80)。
5.根据上述任一权利要求所述的飞行器发动机舱，其特征在于所述板(58)在所述侧面(72)处具有一个结构加强件(82)。
6.根据权利要求5所述的飞行器发动机舱，其特征在于所述结构加强件(82)贴紧所述反射层(64)，并被设置在所述多孔阻声层(60)和所述蜂窝状结构(62)的延长线上，其中，所述结构加强件(82)沿径向平面具有Z字形截面，其第一部分(84)贴紧所述反射层(64)，第二部分(86)确保所述空气入口的所述管道(54，56)和所述机械系统之间的伸长，被称作中间部分的第三部分(88)连接所述第一部分(84)和所述第二部分(86)，所述第一部分(84)和所述第二部分(86)限定出凹槽(90)，所述凹槽中可以使所述连接装置的一部分置于所述法兰(66)和所述空气入口(50)之间法兰。
7.根据权利要求6所述的飞行器发动机舱，其特征在于在与所述反射层(64)接触的所述部分(84)和所述结构加强件(82)的所述中间部分(88)之间的连接区域留有具有倾斜平面(92)的厚度，所述倾斜平面(92)与所述连接装置的所述轴(74)垂直。
8.根据上述任一权利要求所述的飞行器发动机舱，其特征在于在所述法兰(66)和所述空气入口(50)之间的所述连接装置每一个均包括一个以所述轴(74)为中心的杆，在其第一端具有一个紧靠倾斜平面(80)的挡块，在其第二端具有一个紧靠倾斜平面(92)的挡块。
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