CN103507961A - 带改进的空气动力学特性的飞行器空气入口分流器组件 - Google Patents

Abstract

本发明是带改进的空气动力学特性的飞行器空气入口的分流器组件，包括至少基本上包围空气入口的分流器结构，和安装到分流器结构的在空气入口前面的上边缘的整流罩。

Description

带改进的空气动力学特性的飞行器空气入口分流器组件

相关申请的交叉引用

该申请基于并且根据美国法典第35条119(e)款要求在2011年12月28日提交的美国临时专利申请序列No.61/580，969的国内优先权，其全部内容在这里通过引用被明确地并入。

技术领域

在这里所公开的实施例总体地涉及飞行器入口结构，并且更加具体地，涉及设有具有改进的空气动力学特性的分流器结构的飞行器机身入口。

背景技术

商用飞行器（例如，支线喷气机）通常配备有辅助动力单元（APU），该辅助动力单元在飞行之前和在飞行期间向包括电子装置和机载电气设备、航电设备、主发动机空气起动器、空气调节单元等的不同的飞行器系统提供轴动力和气动动力。常规APU是通常位于飞行器尾部、机身翼根或者机身轮舱区域中的小型燃气涡轮发动机。历史上，安设有APU的第一架商用飞行器是早期（大约1963年）模型波音（Boeing）727。此时在较小的飞机场设施处无任何地面支持设备来支持飞行器操作。从那以后，已经在于较小和较不先进的飞机场中运营的不同类型的飞行器中安设了不同的APU。因为APU允许飞行器独立于地面支持装备地操作，所以APU已经对于空中交通的拓展作出了贡献。APU因此在民用并且还在军用飞行器中得到巩固。数十年来APU在飞行器中的功能已经从在地面上的主发动机起动发展到在飞行器处于地面上时或者在飞行期间提供电和气动动力源。

由于对于飞行器操作而言APU的重要性增加，已经不断地使APU的部件改进并且精密化以在安全条件内以降低的操作成本实现改进的性能。为了达到该目标，在飞行器中集成APU是飞行器制造商和APU供应商两者均必须考虑的一个重要的方面。APU在飞行器中的该集成构成与通过非常大的数目的设计约束发现最佳设计的尝试有关的重要的并且较困难的挑战。

每个APU具有在该APU在飞行器中的安设期间必须被遵守和符合的技术规格从而APU能够在任何操作条件期间均提供它的最小性能。这些要求之一与对于APU功能性而言有必要的进气口强烈地相关。在这里所公开的实施例因此涉及不仅对于机载APU而且还对于用于其它相关飞行器部件例如飞行器APU空气冷却油冷却器（ACOC）的进气口优化进气口。

分流器通常设置有APU空气入口管道并且用作屏蔽装置以防止非期望的流体（例如，易燃流体）被管道吸取。然而，分流器是固定的结构，该结构因此对于飞行器产生另外的气动阻力。在发展旨在减少污染物排放的“绿色技术”的世界范围的背景下，正在作出很多研究努力以确定用于减小飞行器气动阻力并且因此降低燃料消耗的改进的方案。

在美国公开专利申请No.2007/07106479（明确地在这里通过引用并入）中公开了用于解决该问题的一个现有实例，该实例提出替代固定结构地使用仅当APU操作时才被打开的可移动门。虽然这项现有提议看起来提供减小的燃料消耗和噪声，但是存在与该提议相关联的很多技术问题。首先，由于打开和关闭门需要的机械致动器，该提议是一个较高成本的方案。第二，由于安设并且为致动器提供动力所要求的电或者气动系统，该方案不是简单的。第三，如与已经存在并且在很多商用飞行器上安设的固定分流器相比，对于飞行器重量存在较高的影响。最后并且有可能最重要地，由于系统复杂度，在与可移动门相关联的部件失效的情形中，能够存在飞行器调度可靠性问题。

发明内容

为了在APU空气入口的区域中进一步减小飞行器阻力，在这里公开了改进的分流器结构的各种实施例，该分流器结构实现了具有更加有效率的空气动力学特性的几何形状轮廓。另外，由在这里所公开的实施例提供的新的和创造性的分流器由于添加空气动力学整流罩而改进了气流分布并且增加了APU压力恢复。而且，在遵守所有的APU设计约束并且维持当前地服务中的分流器的相同的功能性（即，以避免任何非期望的流体到达APU压缩机）时实现了这些改进的空气动力学特性。

在这里所公开的实施例的在空气动力学方面改进的分流器结构被开发用于APU空气入口并且通常包括前边缘，该前边缘在飞行器的前区域中避免气流停滞并且在后区域中限定较光滑的斜坡，由此避免气流分离并且增加平均总压力恢复。根据数值模拟并且根据飞行测试，已经确认了根据在这里所公开的实施例的分流器结构降低了飞行器的多余阻力并且因此对于降低的燃料燃烧作出贡献。在这里所公开的分流器结构的实施例还改进了入口总压力恢复，这有益于机器的效率，在此情形中APU的效率。

根据一些实施例，提供了用于飞行器空气入口的分流器组件，该分流器组件包括至少基本上包围空气入口的分流器结构，安装到分流器结构的在空气入口的前面的上边缘的整流罩。该整流罩可以是限定较光滑的斜坡的实心结构，该较光滑的斜坡朝向空气入口向后倾斜以由此避免空气入口前面的气流分离。该分流器结构可以具有基本S形截面构造。

还可以设置整流罩托架，该整流罩托架沿着空气入口的前边缘定位使得整流罩的后边缘被附接到整流罩托架。在某些实施例中，该整流罩可以包括前顶部区域、限定相应的呈凹形地弯曲的后边缘的呈凹形地弯曲的后区域和联接前顶部区域和后区域的横向发散的侧区域。

整流罩托架可以自身具有S形截面构造。在该构造中，整流罩托架可以包括下基础凸缘、上支撑凸缘和中间支撑构件，该中间支撑构件刚性地将下基础凸缘和上支撑凸缘联接为一体。在一些实施例中，上支撑凸缘从下基础凸缘向后地定位从而整流罩的后边缘悬于空气入口的前边缘之上。

根据其它实施例，该空气入口包括从该空气入口向外延伸的导气罩。分流器可以因此具有大致U形构件，该大致U形构件基本包围空气入口，并且包括被连接到飞行器的基础构件、支撑构件和将基础构件和支撑构件相互联接的竖立构件。在该实施例中，整流罩可以包括朝向空气入口向下地并且向后地倾斜的后区域。

在对于本发明的优选示例性实施例的以下详细说明给予仔细的考虑之后，本发明的这些和其它方面和优点将变得更加清楚。

附图简要说明

通过与附图相结合参考示例性非限制示意性实施例的以下详细说明，将更好并且更加完全地理解本发明公开的实施例：

图1是设有APU空气入口和分流器结构的飞行器尾段的底部透视图；

图2是根据本发明的一个实施例的空气入口分流器组件的示意分解视图；

图3是当从在图1中描绘的飞行器尾部下方观察时的如图2中所示空气入口分流器组件的平面视图；

图4是如基本沿着在图3中的线4-4截取的与在图3中描绘的分流器组件相关联的整流罩区域的高度放大局部截面视图；

图5和图6分别地是APU空气冷却油冷却器（ACOC）的示意底部前透视图和示意底部后透视图，该APU空气冷却油冷却器采用根据与其相关联的常规分流器结构的分流器组件；并且

图7和图8分别地是APU ACOC及其如在图5和图6中所示相关联分流器组件的前正视图和侧正视图。

具体实施方式

在本专利申请的图中所示很多细节、尺寸、角度和其它特征仅示意本发明的具体实施例。相应地，在不偏离本发明的精神或者范围的情况下，其它实施例能够具有其它细节、尺寸、角度和特征。

附图1示出与在飞行器AC的尾锥机身中例如被防火墙（未示出）包围的专用隔室内侧安设的APU（例如，由Hamilton Sundstrand制造的APU APS2300模型，未示出）相关联的APU入口。相对于入口10安装APU，入口10允许进气流被接收通过入口消音器管道SD（如在图3中所示位于6点钟处），并且通过被安装到APU的废气管道ED的声学消音器排放废气以降低相关联的噪声。空气入口10的外部周边边缘10-1完全地被邻接的分流器包围从而防止易燃液体被APU压缩机吸取。

通常以完全地界定空气入口10的方式如在图2中描绘地安设常规APU空气入口分流器12。更加具体地，分流器12的截面基本为S形结构，该分流器12具有基础构件12-1、头部构件12-2以及支撑构件12-3，该基础构件12-1紧邻入口10地被刚性地附接到飞行器10的机身蒙皮FS，该支撑构件12-3将基础构件12-1和头部构件12-2刚性地联接从而头部构件12-2相对于入口10被向外并且成角度地设置（见图4）。

分流器12将通常地包括相对于飞行器AC的飞行方向FD的前顶部区域12-4从而利用在飞行期间基本横向于气流的后区域12-5改进该分流器12的空气动力学流动特性。然而，由于该分流器12的几何形状特性，例如该分流器12的宽度（W）和攻角(α)，分流器12对于通过空气入口10的区域的气流构成障碍并且因此增加了飞行器AC的多余阻力。

如例如在图2和图3中所示，根据本发明的一些实施例，与分流器12形成空气动力学配合地将整流罩组件20设置在空气入口10的前面。在这方面，整流罩组件20优选地是具有前顶端20-1和后端20-2的实心材料（例如铝片）的呈弓形的弯曲件，该前顶端20-1符合于分流器12的顶部区域12-4，该后端20-2具有符合于入口10的边缘10-1的前段10-1a的曲率的弯曲后边缘。整流罩组件因此提供较光滑的空气动力学斜坡，该较光滑的空气动力学斜坡朝向空气入口10向后倾斜（相对于飞行器AC的飞行方向FD）以由此避免了该空气入口10前面的气流分离。整流罩组件20的侧边缘20-3从整流罩20的前顶端20-1到后端20-2向外并且向后分叉。

如在图2和图4中示出地，整流罩组件20的前顶端20-1和侧边缘20-3物理地被分流器12的下面的部分支撑。更加具体地，前顶端20-1和侧边缘20-3被刚性地联接（例如，经由埋头铆钉）到分流器头部凸缘12-2。S-形整流罩支撑托架22（或者如在图4的定向中观察到的Z形）邻近入口10的前边缘10-1a地定位从而支撑整流罩20的后边缘20-2。如例如在图4中所示，整流罩支撑托架22包括（相对于飞行器AC）下基础凸缘22-1、上支撑凸缘22-2和中间支撑构件22-3，该中间支撑构件22-3将下基础凸缘22-1和上支撑凸缘22-2刚性地相互联接使得上支撑凸缘22-2相对于下基础凸缘22-1并且相对于飞行器的飞行方向（FD）向后地定位。整流罩20的后边缘20-2可以因此被刚性地联接到上支撑凸缘22-2（例如，经由埋头铆接）。如在图4中所示，整流罩20的后边缘20-2利用整流罩支撑托架22的该向后定位相对于入口10的前边缘10-1a（相对于入口10自身）在后边缘20-2的向后方向上形成悬垂。该悬垂因此通过减小在其区域中的阻力而改进了入口10的空气动力学特性。

如能够在图5至图8中看到的，以上讨论的空气动力学原理可以类似地被应用于通常可以被安装在飞行器AC的上尾锥区域中的APU空气冷却油冷却器（ACOC）空气入口组件50。在这方面，APU ACOC空气入口组件50将通常包括位于ACOC空气入口54之上的导气罩52。为了空气动力学意图，导气罩52将包括更大表面面积的进口52-1并且将相对于飞行器AC的飞行方向FD向后地向更小表面面积的出口52-2倾斜。因为导气罩52覆盖ACOC空气入口54，所以分别地，在进口口52-1和出52-2之间流动的一些空气将通过ACOC入口54进入以用作冷却空气。

ACOC入口54向前地并且横向地被大致向外引导（相对于入口54）的U形分流器56包围，该U形分流器56具有基础构件56-1、上头部构件56-2和竖立支撑件56-3，该竖立支撑件56-3联接基础构件56-1和头部构件56-2。实心片（例如铝）整流罩60被刚性地安装（例如经由铆接）到头部构件56-2的、在导气罩52的进口52-1前面的一部分。整流罩60具有前顶端60-1和横向侧边缘60-2，该横向侧边缘60-2相对于飞行器AC的飞行方向FD向外并且向后分叉。顶端60-1和发散的横向侧边缘60-2被刚性地联接（例如，经由铆接）到分流器56的头部构件56-2的相应的下面的部分。整流罩60的后端60-3向下地并且向后地倾斜从而基本与ACOC入口54齐平和邻近地终止。以此方式，使得在降低与分流器56相关联的空气动力学阻力时改进了通过导气罩50并且进入入口54中的气流。

虽然已经结合目前被视为最实际和优选的实施例描述了本发明，但是应该理解本发明不被限制于所公开的实施例，而是相反，旨在涵盖在本发明精神和范围内包括的各种变形和等价布置。

Claims (12)

1.一种用于飞行器空气入口的分流器组件，包括分流器结构和整流罩，所述分流器结构至少基本上包围所述空气入口，所述整流罩安装到所述分流器结构的、在所述空气入口前面的上边缘。

2.根据权利要求1所述的分流器组件，其中所述整流罩是限定较光滑的斜坡的实心结构，所述斜坡朝向所述空气入口向后倾斜以由此避免所述空气入口前面的气流分离。

3.根据权利要求1所述的分流器组件，其中所述空气入口包括从所述空气入口向外延伸的导气罩。

4.根据权利要求1所述的分流器组件，其中所述分流器结构具有基本S形的截面。

5.根据权利要求1所述的分流器组件，包括沿着所述空气入口的前边缘定位的整流罩托架，其中所述整流罩的后边缘被附接到所述整流罩托架。

6.根据权利要求1所述的分流器组件，其中所述整流罩包括：前顶部区域；凹形地弯曲的后区域，所述后区域限定相应的凹形地弯曲的后边缘；和横向发散的侧区域，所述侧区域联接所述前顶部区域和所述后区域。

7.根据权利要求6所述的分流器组件，包括沿着所述空气入口的前边缘定位的S形的整流罩托架。

8.根据权利要求7所述的分流器组件，其中所述整流罩托架包括下基础凸缘、上支撑凸缘和中间支撑构件，所述中间支撑构件刚性地将所述下基础凸缘和所述上支撑凸缘联接为一体。

9.根据权利要求8所述的分流器组件，其中所述上支撑凸缘定位在所述下基础凸缘后面从而所述整流罩的后边缘悬于所述空气入口的前边缘上。

10.根据权利要求3所述的分流器组件，其中所述分流器是大致U形的构件，所述大致U形的构件具有被连接到所述飞行器的基础构件、支撑构件和竖立构件，所述竖立构件将所述基础构件和所述支撑构件相互联接。

11.根据权利要求1所述的分流器组件，其中所述整流罩包括后区域，所述后区域朝向所述空气入口向下地并且向后地倾斜。

12.一种飞行器，所述飞行器包括根据权利要求1至11中任一项所述的分流器组件。

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