CN104203749A - 用于飞行器机翼燃料箱的通气部 - Google Patents

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Abstract

一种具有液体分离喷嘴的飞行器燃料箱通气口，该液体分离喷嘴和开口定尺寸为使得在正常运行状态期间从通气口泄漏的燃料的跨过液体分离喷嘴至机翼的下侧的移动得以抑制。

Description

用于飞行器机翼燃料箱的通气部
技术领域
本发明涉及用于飞行器机翼燃料箱的通气部。
背景技术
通气部通常存在于飞行器机翼的下侧，这使得在例如给飞行器加燃料时或在例如燃料箱中的燃料被加热时允许空气从燃料箱排出。采取多种措施来防止燃料通过这些通气部漏出，然而一些泄漏还是会发生。
此种泄漏可以归咎于毛细管作用和表面张力的组合，从而导致“回流”或循迹通过(tracking)。为了防止此种漏出的燃料移动至飞行器上的热表面，比如发动机或制动装置，通常在机翼的下侧上在通气部的内部安装有挡油板(drip fence)，该挡油板沿飞行线延伸。这防止了更内部的燃料的任何移动。由于挡油板处于空气中，这具有阻力。
发明内容
本发明的目的是提供用于飞行器机翼燃料箱的改进的通气部。
根据本发明的第一个方面，提供具有燃料箱通气部的飞行器机翼，该通气部在机翼表面中的开口处终止，该燃料箱通气部具有液体分离喷嘴，该液体分离喷嘴在该开口的内部的位置处从燃料箱通气部的内侧表面延伸，并且基本上与开口一致地终止，在喷嘴与开口之间限定间隙使得从通气部泄漏的燃料的从液体分离喷嘴至机翼表面的移动得以抑制。
该液体分离喷嘴被结合在通风管开口中以通过在燃料排放部与周围结构之间提供气穴而防止液体燃料循迹通过机翼。这确保了由于特定的故障机构而产生的来自燃料箱通气系统的任何燃料排放完全地从飞行器落下，从而防止了燃料循迹通过机翼的下侧至潜在的点火源。正常运行状态包括飞行循环(起飞、爬升、巡航、下降、着陆和滑行)和在机场或跑道上停驻延长的时间段。这样的布置不需要挡油板，因此，呈现了空气动力学的优势。由于零件数量和组件操作被减少，也产生更有效的制造流程。
优选地，该机翼表面为下机翼表面。
优选地，该通气口为NACA管。
使用NACA管提供箱内压力的增加在燃料箱通风方面是常见的。
优选地，通气口具有内侧表面，机翼的下表面具有内部侧，该内部侧具有防冰斜面部，其中，通气口的内侧表面与防冰斜面部的接合部距离液体分离喷嘴至少10毫米。
优选地，通气口具有内侧表面，机翼的下表面具有外部侧，该外部侧具有防冰曲线部，其中，通气口的内侧表面与防冰曲线部的接合部的切线相对于垂直于液体分离喷嘴的端部所绘制的线呈现20度的角度。
优选地，通气口的液体分离喷嘴具有15毫米的深度。
附图说明
图1为现有的飞行器燃料箱通气口的立体图，
图2为根据本发明的飞行器燃料箱通气口的类似立体图，
图3为图2中的飞行器燃料箱通气口的液体分离喷嘴的放大图。
具体实施方式
在图1中，已知的飞行器燃料箱通气口10包括具有直部段41和折弯部42的管40。管40通常在飞行器机翼(未示出)上从内部向外部定向。
该管将通往开口30的燃料箱(未示出)在管40和机翼下表面50的结合处连接至大气。在管40的直部段41中定位有阻火器20。
管40在折弯部之前的横截面主要是均匀的。在折弯部处，内侧弧形壁42与外侧弧形壁44(如所绘制的)之间的距离变化以提供开口30。内侧弧形壁42在防冰斜面部52处与下机翼蒙皮50会合，并且外侧弧形壁44在防冰曲线部54处与下机翼蒙皮50会合。
挡油板60定位在机翼下表面50上，位于通气口30的内部并沿着机翼前/后延伸。
图2示出了与图1的飞行器燃料箱通气口在很多方面类似但体现本发明的飞行器燃料箱通气口100。前缀为“1”的类似的附图标记表示类似的特征。
与图1中的飞行器燃料箱通气口10不同，飞行器燃料箱通气口100的特征在于在管140的开口130处具有液体分离喷嘴170。这替代了图1的飞行器燃料箱通气口10的挡油板60。该液体分离喷嘴170(如所绘制的)在与开口130向内隔开的位置处从内侧弧形壁142和外侧弧形壁144径向地向内延伸。因此，在液体分离喷嘴170和管140的壁之间形成间隙180。
图3示出了图2的飞行器燃料箱通气口100的液体分离喷嘴170的放大图。尺寸A、B和C限定了液体分离喷嘴170的形式。
尺寸标注线156在内侧弧形壁142与防冰斜面部152会合的点处被绘制成与内侧弧形壁142相切。尺寸标注线176被绘制成与液体分离喷嘴壁172的末端相切。尺寸标注线156和176之间的间隔指定为A。间隔A为至少10毫米，以确保从液体分离喷嘴170泄漏的燃料没有跨过间隙182移动至防冰斜面部152。
尺寸标注线158被绘制成与液体分离喷嘴线174的末端相切。尺寸标注线178从液体分离喷嘴线174的末端引出并绘制成与防冰曲线部154相切。尺寸标注线158和尺寸标注线178之间的角度指定为B。角度B为至少6度以确保来自液体分离喷嘴170的燃料没有跨过间隙184移动至防冰曲线部154。
尺寸标注线171从液体分离喷嘴线172从弧形壁142引出的位置处平行于防冰斜面部152绘制。尺寸标注线173从液体分离喷嘴线174从弧形壁144引出的位置处平行于尺寸标注线178绘制。线152与171的间隔以及线178与173的间隔指定为C，并且接近液体分离喷嘴170的长度。间隔C为至少5毫米以保持燃料与通气口100分离。
对本领域的技术人员而言，显而易见的是，上文描述的尺寸仅仅通过示例的方式提供，并且根据适当的缩放比例和实施方式，具有不同尺寸的液体分离喷嘴的飞行器燃料箱开口可以用于实现相同的效果。

Claims (6)

1.一种具有燃料箱通气部的飞行器机翼，所述通气部在机翼表面中的开口处终止，所述燃料箱通气部具有液体分离喷嘴，所述液体分离喷嘴在所述开口内部的位置处从所述燃料箱通气部的内侧表面延伸，并且基本上与所述开口一致地终止，在所述喷嘴与所述开口之间限定有间隙，使得从所述通气部泄漏的燃料的从所述液体分离喷嘴至所述机翼表面的移动得以抑制。
2.根据权利要求1所述的飞行器机翼，其中，所述机翼表面为下机翼表面。
3.根据权利要求1所述的飞行器机翼，其中，所述通气口为NACA管。
4.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器机翼，其中，所述通气口具有内侧表面，所述机翼的下表面具有内部侧，所述内部侧包含防冰斜面部，其中，所述通气口的所述内侧表面与所述防冰斜面部的接合部距离所述液体分离喷嘴至少10mm。
5.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器机翼，其中，所述通气口具有内侧表面，所述机翼的下表面具有外部侧，所述外部侧包含防冰曲线部，其中，所述通气口的所述内侧表面与所述防冰曲线部的接合部的切线相对于垂直于所述液体分离喷嘴的端部绘制的线呈现20度的角度。
6.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器机翼，其中，所述通气口的所述液体分离喷嘴具有15mm的深度。
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