CN104417758A - 飞机发动机防结冰屏障组件及其安装方法 - Google Patents

飞机发动机防结冰屏障组件及其安装方法 Download PDF

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Abstract

本发明提供了一种飞机发动机防结冰屏障组件及其安装方法。飞机发动机防结冰屏障组件具有滑配接头子组件，所述滑配接头子组件具有前端和尾端。所述前端被构造成固定地附接于飞机发动机的前舱壁，所述尾端具有滑动接头。所述飞机发动机防结冰屏障组件具有穿过尾舱壁附接的屏障子组件并且具有两个安装垫，所述安装垫被构造成围绕所述滑配接头子组件的尾端形成接合式密封附接部，以形成针对所述飞机发动机的发动机入口的屏障。

Description

飞机发动机防结冰屏障组件及其安装方法
技术领域
本公开总体上涉及防结冰组件、系统和方法，更具体地，涉及用于诸如飞机的空中交通工具的飞机发动机防结冰(EAI)屏障组件、系统和方法。
背景技术
诸如商用客机、货机和其它类型飞机的空中交通工具通常采用防结冰组件或系统来防止冰累积在飞机结构的前缘上。例如，如果冰累积在飞机燃气涡轮发动机的发动机入口上(诸如，在发动机入口的前缘或唇口上)，则这种冰的累积会干扰气流并影响空气动力学性能。此外，冰块可能会破碎并进入发动机，从而可能导致发动机受损。
存在已知的飞机发动机防结冰(EAI)组件、系统和方法。这种已知的EAI装置、系统和方法可能涉及将来自发动机压缩机的热空气或热气(诸如，发动机压缩器放气)传送至发动机入口，以向发动机入口提供热来防止结冰，从而防止冰积累。另外，这种已知的飞机EAI装置、系统和方法可能涉及使用和安装复杂的结构组件，例如，支承供应管的联结结构和/或防止供应管泄漏的密封件。
然而，支承供应管的这种已知联结结构的使用和安装可能会增加进行组装和安装的劳动力、时间和复杂度。这进而会导致制造成本的增加。另外，这种联结结构可能需要使用多个安装和组装附接部(诸如，紧固件、托架或其它附接元件)，这会增加飞机的重量。这种增加的重量会进而有损飞机的性能，即，增加飞机燃料的消耗。
另外，已知的用于防止供应管泄漏的密封可以包括使用基于硅酮的密封件、硅酮/金属密封件和弹性体密封件以及碳密封件。然而，这种已知的基于硅酮的密封件、硅酮/金属密封件和弹性体密封件可能不能够耐受非常高的温度，即，大约800华氏度或更高温度，而供应管、发动机入口和外围部分可能会需要耐受非常高的温度。另外，这种已知的基于硅酮的密封件、硅/金属密封件和弹性体密封件可能具有有限的耐磨性，可能需要安装和使用之后进行耗时的维护和检测程序，并且如果仅可使用盲装(即仅仅通过感觉)则可能难于进行安装。另外，已知的碳密封件可能价格高，这进而会导致制造成本的增加。
因此，本领域中需要改进的用于空中交通工具(诸如，飞机)的飞机发动机防结冰(EAI)屏障组件、系统和方法。
发明内容
本公开满足了对改进的诸如飞机的空中交通工具的燃气涡轮发动机的飞机发动机防结冰(EAI)屏障组件、系统和方法的这种需要。如下面具体实施方式中所讨论的，改进的诸如飞机的空中交通工具的飞机发动机防结冰(EAI)屏障组件、系统和方法的实施方式可以提供优于已知组件、方法和系统的显著优点。
在本公开的一个实施方式中，提供了一种飞机发动机防结冰(EAI)屏障组件。所述飞机EAI屏障组件包括具有前端和尾端的滑配接头子组件。所述前端被构造成固定地附接于飞机发动机的前舱壁，并且所述尾端具有滑动接头。飞机EAI屏障组件还包括穿过尾舱壁附接的屏障子组件。屏障子组件包括两个安装垫，所述两个安装垫被构造成围绕所述滑配接头子组件的尾端形成接合式密封附接部，以形成针对所述发动机的发动机入口的屏障。
在本公开的另一个实施方式中，提供了一种飞机发动机防结冰(EAI)屏障系统。所述飞机EAI屏障系统包括飞机发动机防结冰(EAI)组件。所述飞机EAI屏障组件包括滑配接头子组件。所述滑配接头子组件包括以可滑动的方式接合在外部套管内的内部供应管。所述内部供应管和所述外部套管均具有前端，所述前端被构造成固定地附接于飞机发动机的前舱壁。所述内部供应管和所述外部套管均在所述发动机的尾舱壁具有尾端。所述尾端通过设置在所述尾端之间的一个或更多个支承元件形成滑动接头。所述飞机EAI屏障组件还包括穿过所述尾舱壁附接的屏障子组件。所述屏障子组件包括两个安装垫，所述安装垫被构造成围绕所述外部套管的尾端形成接合式密封附接部，以形成针对所述发动机的发动机入口的屏障。所述飞机EAI屏障系统还包括围绕所述外部套管卷绕的前部绝缘组件。所述飞机EAI屏障系统还包括围绕所述内部供应管的尾端卷绕的尾部绝缘组件。所述飞机EAI屏障系统还包括附接于所述尾部绝缘组件的夹持元件。
在本发明的另一个实施方式中，提供了一种在飞机的发动机内安装飞机发动机防结冰(EAI)屏障组件的方法。所述方法包括在飞机发动机内的前舱壁开口和尾舱壁开口之间安装滑配接头子组件的步骤。所述滑配接头子组件包括前端和尾端。所述尾端具有滑动接头。所述方法还包括将所述滑配接头子组件的前端固定至穿过所述前舱壁开口附接的喷嘴组件的步骤。所述方法还包括穿过所述尾舱壁开口安装和附接屏障子组件以在尾舱壁的尾侧形成尾舱壁界面的步骤。所述方法还包括步骤：围绕所述滑配接头子组件的尾端，将所述屏障子组件的两个安装垫附接成接合式密封附接部，以形成针对所述发动机的发动机入口的屏障。
已讨论的特征、功能和优点可以在本公开的各个实施方式中独立地实现或者可以组合成其它实施方式，可以参照下面的描述和附图明白这些实施方式的其它细节。
附图说明
可以参照以下结合附图的详细描述更好地理解本公开，附图示出优选的并且是示例性的实施方式，但不一定是按比例绘制的，其中：
图1是可以装有本公开的飞机发动机防结冰(EAI)屏障系统的实施方式的空中交通工具的立体图；
图2A是飞机制造和服务方法的流程图；
图2B是飞机的框图；
图3A是滑配接头子组件的侧面立体图的图示，其具有可以在本公开的飞机EAI屏障组件和飞机EAI屏障系统中使用的支承元件和外部套管的一个实施方式；
图3B是图3A的虚线圆3B特写局部立体图的图示，其中没有外部套管，并且示出了附接于内部供应管的支承元件的实施方式；
图3C是滑配接头子组件的侧面立体图的图示，其具有可以在本公开的飞机EAI屏障组件和飞机EAI屏障系统中使用的支承元件和外部套管的另一个实施方式；
图4A是附接于内部供应管的支承元件的另一个实施方式的特写局部立体图的图示；
图4B是附接于内部供应管的图4A的支承元件的特写局部立体图的图示；
图4C是示出图4B的支承元件的图4B的虚线圆4C的特写立体图的图示；
图4D是图4C的支承元件的特写前视图的图示；
图4E是附接于内部供应管的支承元件的又一个实施方式的特写局部立体图的图示；
图4F是附接于内部供应管的图4E的支承元件的特写局部立体图的图示；
图5A是滑配接头子组件处于飞机发动机的尾舱壁开口的第一安装位置的特写顶部立体图的图示；
图5B是图5A的滑配接头子组件处于飞机发动机的尾舱壁和前舱壁之间的第二安装位置的特写顶部立体图的图示；
图6A是具有飞机EAI屏障组件的一个实施方式的本公开的飞机EAI屏障系统的侧面立体图的图示；
图6B是沿着图6A的线6B-6B截取的剖视图的图示；
图6C是具有飞机EAI屏障组件的另一个实施方式的本公开的另一个飞机EAI屏障系统的侧面立体图的图示；
图6D是沿着图6C的线6D-6D截取的剖视图的图示；
图7A是上部安装垫子组件的一个实施方式的前立体图的图示；
图7B是下部安装垫子组件的一个实施方式的前立体图的图示；
图7C是附接于滑配接头子组件的外部套管的组装好的安装垫子组件的实施方式的前立体图的图示；
图7D是附接于形成尾舱壁界面的外部套管的组装好的安装垫子组件的后视图的图示；
图7E是结合至组装好的安装垫子组件的屏障密封元件的特写后视图的图示；
图7F是上部安装垫子组件的另一个实施方式的前立体图的图示；
图7G是下部安装垫子组件的另一个实施方式的前立体图的图示；
图7H是附接于滑配接头子组件的外部套管的组装好的安装垫子组件的实施方式的前立体图的图示；
图8A是具有本公开的支承元件和外部套管的一个实施方式的飞机EAI屏障系统的实施方式的剖面侧视图的图示；
图8B是具有本公开的支承元件和外部套管的另一个实施方式的飞机EAI屏障系统的另一个实施方式的剖面侧视图的图示；
图9A是具有安装在尾舱壁的本公开的支承元件和外部套管的一个实施方式的飞机EAI屏障系统的实施方式的特写局部剖面侧视图的图示；
图9B是具有安装在尾舱壁的本公开的支承元件和外部套管的另一个实施方式的飞机EAI屏障系统的另一个实施方式的特写局部剖面侧视图的图示；
图10A是处于飞机发动机的尾舱壁和前舱壁之间的安装位置的本公开的飞机EAI屏障系统的实施方式的立体图的图示；
图10B是本公开的飞机EAI屏障组件的实施方式的侧面立体图的图示，示出了飞机EAI屏障组件的内部供应管和外部套管的热膨胀长度；以及
图11是本公开的方法的流程图。
具体实施方式
现在，将在下文中参照附图更充分地描述公开的实施方式，在附图中示出了公开的实施方式中的一些，但并非全部。实际上，可以提供数个不同的实施方式，并且不应当将其理解为限于本文阐述的实施方式。相反地，提供这些实施方式的目的是使得本公开将是完整的并且将把本发明的范围充分传达给本领域的技术人员。
现在，参照附图，图1是诸如飞机10a的形式的空中交通工具10的立体图，其可以装有本公开的飞机发动机防结冰(EAI)屏障系统100(也参见图8A至图8B)。飞机EAI屏障系统100(参见图1、图8A至图8B)包括本公开的飞机发动机防结冰(EAI)屏障组件101(参见图6A至图6D)。另外，公开了将飞机EAI屏障组件101安装在飞机10a中的方法300(参见图11)。
如图1中所示，诸如飞机10a的形式的空中交通工具10包括机身12、机头14、机翼16、垂直稳定器尾部部分18、水平尾部部分20和引擎机舱24。如图1中进一步示出的，每个引擎机舱24容纳发动机22并且具有发动机入口26。如图1进一步示出的，引擎机舱24具有前端28a和尾端28b。可以在诸如飞机10a(参见图1)的空中交通工具10(参见图1)的诸如燃气涡轮发动机的发动机22(参见图1)中优选地使用飞机EAI屏障系统100(参见图8A至图8B)和飞机EAI屏障组件101(参见图6A至图6D)。本文也将发动机22(参见图1)称为相关部分形式的发动机22a(参见图5A、图10A)。
尽管图1中示出的空中交通工具10总地代表具有飞机EAI屏障系统100(也参见图8A至图8B)的商用客机，但可以将公开的实施方式的教导应用于其它客机、货机、军用飞机、旋翼飞机和其它类型的飞机或飞行器以及轮船或其它船只、火车、汽车、卡车、公共汽车或可以使用本公开的发动机防结冰系统、组件和方法的其它合适结构。
图2A是飞机制造和维修方法30的流程图的图示。图2B是飞机50的框图的图示。参照图2至图3，也可以在如图2A中示出的飞机制造和维修方法30和如图2B中示出的飞机50的背景下描述本公开的实施方式。在预生产期间，飞机制造和维修方法30可以包括飞机50的规格和设计32以及材料采购34。在飞机制造和维修方法30期间，发生飞机50的组件和子组件制造36和系统集成38。此后，飞机50可以经过合格审定和运输40，以进入运行42。在运行42时，可以安排飞机50的常规维护和维修44(这也可以包括改装、重构、翻新和其它合适的维修)。
可以由系统集成商、第三方和/或操作人员(例如，客户)来执行或实施飞机制造和维修方法30的每个工序。为了进行此描述，系统集成商可以包括(而不限于)任意数量的飞机制造商和主系统分包商；第三方可以包括(而不限于)任意数量的售卖方、分包商和供应商；并且操作人员可以是航空公司、租赁公司、军事单位、维修机构和其它合适的操作人员。
如图2B中所示，通过飞机制造和维修方法30生产的飞机50可以包括具有多个系统54和内部56的机身52。高级系统54的示例可以包括一个或更多个推进系统58、电子系统60、液压系统62和环境系统64。可以包括任意数量的其它系统。尽管示出了航空示例，但本发明的原理可以应用于其它行业(诸如，汽车行业)。
可以在飞机制造和维修方法30的任何一个或更多个阶段期间采用本文中实施的方法和系统。例如，可以用与飞机50正在运行时生产的组件或子组件类似的方式构造或制造与组件和子组件制造36对应的组件或子组件。另外，例如通过相当大程度地迅速完成飞机50的组装或降低飞机50的成本，可以在组件和子组件制造36和系统集成38期间利用一个或更多个设备实施方式、方法实施方式或其组合。类似地，当飞机50例如在运行期间并且不限制于维护和维修44时，可以利用一个或更多个组装实施方式、系统实施方式、方法实施方式或者其组合。
在本发明的一个实施方式中，提供了飞机发动机防结冰(EAI)屏障组件101(参见图6A至图6D)。飞机EAI屏障组件101(参见图6A至图6D)包括滑配接头子组件99(参见图3A至图3C)。
图3A是滑配接头子组件99的侧面立体图的图示，其具有可以在本公开的飞机EAI屏障组件101(参见图6A至图6D)和飞机EAI屏障系统100(参见图8A至图8B)中使用的支承元件120和外部套管110的一个实施方式。图3B是图3A的虚线圆3B的特写局部立体图的图示，其中没有外部套管110，并且示出了附接于内部供应管102的支承元件120的实施方式。图3C是滑配接头子组件的侧面立体图的图示，其具有可以在本公开的飞机EAI屏障组件101(参见图6A至图6D)和飞机EAI屏障系统100(参见图8A至图8B)中使用的支承元件120和外部套管110的另一个实施方式。
如图3A中所示，滑配接头子组件99具有前端103a和尾端103b。滑配接头子组件99的前端103a(参见图3A)优选地被构造成固定地附接于飞机10a(参见图1)的发动机22a(参见图5B)的前舱壁70(参见5B)。滑配接头子组件99(参见图3A)的尾端103b(参见图3A)优选地具有滑动接头118(参见3A)。当滑配接头子组件99(参见图5B)被安装在尾舱壁82(参见图5B)和前舱壁70(参见图5B)之间时，滑动接头118(参见图5B)位于飞机10a(参见图1)的发动机22a(参见图5B)的尾舱壁82(参见图5B)处或者紧邻飞机10a(参见图1)发动机22a(参见图5B)的尾舱壁82(参见图5B)。
如图3A中进一步示出的，滑配接头子组件99优选地包括内部供应管102，该内部供应管102以滑配接头构造可滑动地接合在外部套管110内并且被接合至该外部套管110。如本文中使用的，“滑配接头构造”意指两个线性组件之间的机械构造或配置，例如，伸缩的或滑动的构造与配置，在这种情况下，所述两个线性组件的一端被固定，并且其另一端被滑动地连接，以允许线性组件在纵向方向上扩展和收缩。
内部供应管102(参见图3A)具有前端104a(参见图3A)、尾端104b(参见图3A)以及在其间形成的圆柱形主体106(参见图3A)。内部供应管102(参见图3B)还具有内表面108a(参见图3B)和外表面108b(参见图3B)。内部供应管102的外径大小可以为1.5英寸或更大、2.0英寸或更大或其它合适的尺寸。内部供应管102优选地由金属材料(诸如，镍合金、钢、钢合金或其它合适的金属材料)制成。优选地，内部供应管102由能够耐受非常高温度应用(诸如，优选地大约800华氏度或更高温度；更优选地，大约1100华氏度或更高温度；最优选地，在大约800华氏度至大约1300华氏度的范围内)的金属材料制成。
如图3A中进一步示出的，外部套管110具有前端112a、尾端112b和在其间形成的圆柱形主体114。外部套管110(参见图3A)可以是具有线性构造的外部套管110a(参见图3A)的形式。外部套管110(参见图3A)还具有内表面116a(参见图3A)和外表面116b(参见图3A)。外部套管110的外径大小可以为2.75英寸或更大、3.0英寸或更大或其它合适的尺寸。外部套管110优选地由金属材料(诸如，镍合金、钢、钢合金或其它合适的金属材料)制成。优选地，外部套管110由能够耐受非常高温度应用(诸如，优选地大约800华氏度或更高温度；更优选地，大约1100华氏度或更高温度；最优选地，在大约800华氏度至大约1300华氏度的范围内)的金属材料制成。
如图3A中进一步示出的，内部供应管102的前端104a优选地被直接附接于喷嘴组件194。优选地，诸如，通过形成气密式密封的焊接或其它附接方式或工序将内部供应管102以气密性方式附接于喷嘴组件194。如图3A中示出的，可以通过在内部供应管102与喷嘴组件194的附接处形成的焊接202d将内部供应管102焊接至喷嘴组件194。如图3A中进一步示出的，优选地通过在外部套管110与喷嘴组件194的附接处形成的焊接202e将外部套管110的前端112a直接焊接至喷嘴组件194。
喷嘴组件194在该喷嘴组件194(参见图3A)的第一端196a(参见图3A)处或附近优选地通过例如焊接而被附接到内部供应管102和外部套管110。喷嘴组件194(参见图3A)的第二端196b(参见图3A)可以附接于前舱壁70(参见图5A)的前侧80a(参见5A)上的另外的配件(未示出)或附件(未示出)。喷嘴组件194(参见图3A)可以优选地为旋流喷嘴组件的形式或其它合适的喷嘴组件的形式。
喷嘴组件194优选地由金属材料(诸如，镍合金、钢、钢合金或其它合适的金属材料)制成。优选地，喷嘴组件194由能够耐受非常高温度应用(诸如，优选地大约800华氏度或更高温度；更优选地，大约1100华氏度或更高温度；最优选地，在大约800华氏度至大约1300华氏度的范围内)的金属材料制成。
因为内部供应管102(参见图3A、图5B)和外部套管110(参见3A、图5B)优选地在前舱壁70(参见图5B)处被焊接至喷嘴组件194(参见3A)，所以优选在前舱壁70(参见图5B)处不需要使用防泄漏密封元件。这种防泄漏密封元件可以由基于硅酮的材料、硅酮/金属材料或弹性体材料制成。这种材料通常不能够耐受升至超过大约800华氏度的温度。
因此，通过在前舱壁70(参见图5B)处诸如借助焊接固定滑配接头子组件99(参见图3A)的前端103a(参见图3A)，例如，包括内部供应管102(参见图3A)的前端104a(参见图3A)和外部套管110(参见3A)的前端112a(参见图3A)，飞机EAI屏障系统100(参见图6A至图6D、图8A至图8B)和飞机EAI屏障组件101(参见图6A)可以被用于非常高的温度或升温的应用。例如，优选地，飞机EAI屏障系统100(参见图6A至图6D、图8A至图8B)和飞机EAI屏障组件101(参见图6A至图6D)能够耐受升至高于大约800华氏度的温度。更优选地，飞机EAI屏障系统100(参见图6A至图6D、图8A至图8B)和飞机EAI屏障组件101(参见图6A)能够耐受升至高于大约1100华氏度的温度。最优选地，飞机EAI屏障系统100(参见图6A至图6D、图8A至图8B)和飞机EAI屏障组件101(参见图6A至图6D)能够耐受升至从大约800华氏度至大约1300华氏度的范围内的温度。
防泄漏密封元件也可以包括由各种碳材料制成的碳密封件。然而，这种碳密封件的使用费用非常高，因此性价比低。因此，因为内部供应管102(参见图3A)和外部套管110(参见图3A)优选地被焊接至前舱壁70(参见图5B)处的喷嘴组件194(参见图3A)，所以优选地不需要使用这种碳密封件。
内部供应管102(参见图3A)具有尾端104b(参见图3A)，外部套管110(参见图3A)具有尾端112b(参见图3A)。尾端104b、112b(参见图3A)优选地形成滑动接头118(参见图3A)。滑动接头118(参见图3A)优选地被构造成适应内部供应管102(参见图3A)在外部套管110(参见图3A)的尾端112b(参见图3A)的尾部方向上的热膨胀。尾端104b、112b(参见图3A)通过设置在尾端104b、112b(参见图3A)之间的一个或更多个支承元件120(参见图3A)分别形成滑动接头118(参见图3A)。
如图3A中进一步示出的，一个或更多个支承元件120优选地被构造成与外部套管110的内表面116a滑动接合。一个或更多个支承元件120(参见图3A)优选地将负荷从内部供应管102(参见图3A)传递到外部套管110(参见图3A)。一个或更多个支承元件120(参见图3A)优选地被构造成使得外部套管110(参见图3A)将能够在一个或更多个支承元件120(参见图3A)上充分滑动。
如图3A中进一步示出的，可以在尾端104b通过诸如焊接将内部供应管102附接于连接元件188。如图3A中进一步示出的，优选地通过在连接元件188与内部供应管102的附接处形成的焊接202a将连接元件188焊接至内部供应管102。
图3B示出了图3A的虚线圆3B，并且示出了飞机EAI屏障组件101(参见图6A至图6D)，其没有外部套管110。图3B还示出了附接于内部供应管102的诸如缓冲支承元件120a的形式的支承元件120的实施方式之一。如图3B中所示，可以将诸如一个或更多个缓冲支承元件120a的形式的一个或更多个支承元件120附接于内部供应管102的外表面108b。
如图3B中进一步示出的，诸如缓冲支承元件120a的形式的每个支承元件120可以包括含有缓冲部分122和贴合部分(doubler portion)124的两件式构造。缓冲部分122优选地被密封焊接至贴合部分124。如图3B中进一步示出的，优选地通过密封焊接将贴合部分124直接附接于内部供应管102的外表面108b。缓冲部分122和贴合部分124优选地均由诸如镍合金、钢、钢合金或其它合适的金属材料的金属材料制成。
如图3B中所示，在内部供应管102的外表面108b上的第一部分126a处附接支承元件120，在内部供应管102的外表面108b上的第二部分126b处附接另一个支承元件120。第一部分126a(参见图3B)和第二部分126b(参见图3B)优选地以对准构造彼此间隔开。然而，支承元件120(参见图3B)可以沿着内部供应管102(参见图3B)的内表面108b(参见图3B)以其它合适的构造或布置间隔开。
如图3B中进一步示出的，可以将支承元件120焊接至内部供应管102。例如，通过在缓冲部分122(参见图3B)与内部供应管102(参见图3A至图3B)的附接处形成的焊接202b(参见图3A)将支承元件120(参见图3A至图3B)的缓冲部分122(参见图3B)优选地焊接至内部供应管102(参见图3A至图3B)。另外，优选地通过在贴合部分124(参见图3B)与内部供应管102(参见图3B)的外表面108b(参见3B)的附接处形成的焊接202c(参见图3A)将支承元件120(参见图3A至图3B)的贴合部分124(参见图3B)焊接至内部供应管102(参见图3A至图3B)的外表面108b(参见图3B)。
图3C示出了滑配接头子组件99，其具有诸如细长环形缓冲支承元件120c(还参见图4F)的形式的支承元件120的另一个实施方式。图3C还示出了诸如外部套管110b的形式的外部套管110，其可以用于本公开的飞机EAI屏障组件101(参见图6A至图6D)和飞机EAI屏障系统100(参见图6A至图6D、图8A至图8D)。
图4A示出了附接于内部供应管102的诸如环形缓冲支承元件120b的形式的支承元件120的另一个实施方式的特写局部立体图的图示。环形缓冲支承元件120b优选地为由诸如镍合金、钢、钢合金或其它合适金属材料的金属材料制成的单件式构造。
图4B是附接于内部供应管102的图4A的诸如环形缓冲支承元件120b的形式的支承元件120的特写局部立体图的图示。如图4B中所示，环形缓冲支承元件120b优选地为单件式构造，其包括末端部分130a、130b和设置在末端部分130a、130b之间的主体部分132。如图4B中进一步示出的，主体部分132包括一个或更多个切口部分134以及在切口部分134之间形成的一个或更多个凸起的缓冲部分136。如图4B中进一步示出的，在内部供应管102的尾端104b上的部分138处，环形缓冲支承元件120b附接于内部供应管102。然而，环形缓冲支承元件120b(参见图4B)可以附接于内部供应管102(参见图4B)的尾端104b(参见图4B)的其它部分。
图4C是图4B的虚线圆4C的特写立体图的图示，其示出了图4B的诸如环形缓冲支承元件120b的形式的支承元件120。图4D是图4C的诸如环形缓冲支承元件120b的形式的支承元件120的特写前视图的图示。如图4C至图4D中所示，诸如环形缓冲支承元件120b的形式的支承元件120优选地包括具有中心通孔129的大体环形构造128。
如图4C至图4D中进一步示出的，示出了诸如环形缓冲支承元件120b的形式的支承元件120，其在三个凸起的缓冲部分136之间具有三个切口部分134。如图4C至图4D中进一步示出的，这三个切口部分134尺寸可以基本上相同，并且这三个凸起的缓冲部分136尺寸可以基本上相同。然而，诸如环形缓冲支承元件120b的形式的支承元件120可以具有各种尺寸的超过三个或少于三个的切口部分134，并且可以具有各种尺寸的超过三个或少于三个的凸起的缓冲部分136。
图4E是诸如细长环形缓冲支承元件120c(也参见图3C)的形式的支承元件120的又一个实施方式的特写局部立体图的图示。图4E进一步示出了诸如外部套管110b的形式的外部套管110，其可以用于本公开的飞机EAI屏障组件101(参见图6A至图6D)和飞机EAI屏障系统100(参见图6A至图6D、图8A至图8B)。如图4E中所示，诸如细长环形缓部支承元件120c的形式的支承元件120包括阶梯状部分111。阶梯状部分111包括第一部分111a，第一部分111a可以在前后方向上向下地形成阶梯。阶梯状部分11还包括第二部分111b，第二部分111b在前后方向上从第一部分111a延伸并且与第一部分111a是一体的。
图4F是附接于内部供应管102的图4E的诸如细长环形缓冲支承元件120c的形式的支承元件120的特写局部立体图的图示。如图4F中所示，诸如细长环形缓冲支承元件120c的形式的支承元件120包括第一末端部分130a和第二末端部分130b，并且还包括凸起的缓冲部分136之间的切口部分134。如图4F中进一步示出的，切口部分134的尺寸可以基本上相同，这三个缓冲部分136的尺寸可以基本上相同。然而，诸如细长环形缓冲支承元件120c的形式的支承元件120可以具有各种尺寸的超过三个或少于三个的切口部分134，并且可以具有各种尺寸的超过三个或少于三个凸起的缓冲部分136。如图4F中进一步示出的，诸如细长环形缓冲支承元件120c的形式的支承元件120可以附接在供应管102的部分138处。
图5A是滑配接头子组件99处于飞机10a(参见图1)的发动机22a的尾舱壁开口86的第一安装位置98a的特写顶部立体图的图示。如图5A中所示，在第一安装位置98a，滑配接头子组件99的前端103a附接于喷嘴组件194并且附接于喷嘴凸缘78。如图5A中进一步示出的，喷嘴凸缘78优选地设置在滑配接头子组件99的前端103a和喷嘴组件194之间。如图5A中进一步示出的，喷嘴组件194、喷嘴凸缘78和滑配接头子组件99优选地插入尾舱壁开口86。在尾舱壁82(参见图5A至图5B)的尾舱壁幅材84(参见5B)中形成尾舱壁开口86(参见图5A至图5B)。可以通过诸如螺栓或其它合适附接元件的形式的一个或更多个附接元件81(参见图5A)将喷嘴凸缘78(参见图5A)附接于前舱壁界面76(参见图5A)。
如图5A中进一步示出的，在前舱壁70的前安装垫部分74中形成前舱壁开口72。前舱壁界面76(参见图5A)形成在前舱壁70(参见图5A)的尾侧80b(参见图5A)上的前安装垫部分74(参见图5A)上，或者前舱壁界面76(参见图5A)附接于前舱壁70(参见图5A)的尾侧80b(参见图5A)上的前安装垫部分74(参见图5A)。还示出了前舱壁70(参见图5A)的前侧80a(参见图5A)。
图5B是图5A的滑配接头子组件99处于飞机10a(参见图1)的发动机22a的尾舱壁82和前舱壁70之间的第二安装位置98a的特写顶部立体图的图示。如图5B中所示，在第二安装位置98b，优选地在前安装垫部分74内形成的前舱壁界面76处，喷嘴组件194(参见图5A)、喷嘴凸缘78和滑配接头子组件99附接于前舱壁70。喷嘴组件194(参见图5A)优选地插入前舱壁70(参见图5A)的前舱壁开口72(参见图5A)。
如图5B中所示，滑配接头子组件99优选地延伸跨过发动机22a的位于前舱壁70内形成的前舱壁开口72(参见图5)以及尾舱壁82的尾舱壁幅材84内形成的尾舱壁开口86之间的内部屏障部分92。如图5B中进一步所示，滑配接头子组件99的内部供应管102和外部套管110优选地插入尾舱壁开口86，使得外部套管110被定位在尾舱壁82的前侧90a，并且使得内部供应管102可以横跨在尾舱壁82的前侧90a和尾舱壁82的尾侧80b(参见图5A)之间。如图5B中进一步示出的，在尾舱壁82的尾侧90b上的尾部管延伸界面95处，管延伸件94可以附接于内部供应管102。
滑配接头子组件99(参见图3A至图3C、图6A、图6C)是飞机发动机防结冰(EAI)屏障组件101(参见图6A至图6D)的组件，飞机EAI屏障组件101(参见图6A至图6D)是飞机发动机防结冰(EAI)屏障系统100(参见图6A至图6D，图8A至图8D)的部分。
图6A是诸如飞机EAI屏障系统100a的形式的飞机EAI屏障系统100的一个实施方式的侧面立体图的图示，其具有诸如飞机EAI屏障组件101a(参见图6A至图6B)的形式的飞机EAI屏障组件101的一个实施方式。图6B是沿着图6A的线6B-6B截取的剖视图的图示。
图6C是诸如飞机EAI屏障系统100b的形式的飞机EAI屏障系统100的另一个实施方式的侧面立体图的图示，其具有诸如飞机EAI屏障组件101b的形式的飞机EAI屏障组件101的另一个实施方式。图6D是沿着图6C的线6D-6D截取的剖视图的图示。
如图6A、图6C中所示，飞机EAI屏障组件101包括滑配接头子组件99。如上面所讨论的，滑配接头子组件99(参见图3A、图3C)具有前端103a(参见图3A、图3C)和尾端103b(参见图3A、图3C)。前端103a(参见图3A、图3C)被构造成固定地附接于飞机10a(参见图1)的发动机22a(参见图5A至图5B)的前舱壁70(参见图5A至图5B)处，尾端103b(参见图3A、图3C)具有滑动接头118(参见图3A、图3C、图8A至图8B)。
如图6A、图6C中所示，EAI屏障系统100和飞机EAI屏障组件101还包括屏障子组件140(也参见图7C、图7H)。优选地，穿过尾舱壁82(参见图7C、图7H、图8A至图8C)附接屏障子组件140(参见图6A、图6C、图7C、图7H)。屏障子组件140用作发动机风扇箱隔室97c(参见图8B)和尾部隔室97b(参见图8B)(例如，发动机入口隔室)之间的屏障。屏障子组件140也可以用作压力屏障和/或也可以用作防火屏障，或者也可以用作其它合适的屏障。
图7A至图7H示出了屏障子组件140(参见图7C至图7E、图7H)的实施方式。屏障子组件140(参见图7C至图7E、图7H)优选地包括诸如上部安装垫144a(参见图7A至图7H)和下部安装垫144b(参见图7A至图7H)的形式的两个安装垫144(参见图7A至图7C、图7F至图7H)。上部安装垫144a(参见图7A至图7H)和下部安装垫144b(参见图7A至图7H)优选地被构造成围绕滑配接头子组件99(参见图7C、图7H)的尾端103b(参见图7C、图7H)形成接合式密封附接部145(参见图7C、图7H)，以形成针对发动机22(参见图1)的发动机入口26(参见图1、图8A至图8B)的屏障166(参见图7C、图7H)。优选地，上部安装垫144a(参见图7A至图7H)和下部安装垫144b(参见图7A至图7H)均由诸如钛、钢、钢合金或其它合适金属材料的金属材料制成。优选地，上部安装垫144a(参见图7A至图7H)和下部安装垫144b(参见图7A至图7H)均由能够耐受非常高温度应用(诸如，优选地大约800华氏度或更高温度；更优选地，大约1100华氏度或更高温度；最优选地，在大约800华氏度至大约1300华氏度的范围内)的金属材料制成。
屏障子组件140(参见图7C至图7E、图7H)还包括上部安装垫子组件142a(参见图7A、图7H)和下部安装垫子组件142b(参见图7B、图7G)。图7A是上部安装垫子组件142a的一个实施方式的前立体图的图示。如图7A中所示，上部安装垫子组件142a优选地包括具有前侧146a和尾侧146b的上部安装垫144a。如图7A中进一步示出的，上部安装垫144a包括具有内侧150a和外侧150b的上部凸缘部分148a。
如图7A中进一步示出的，在这个实施方式中，上部安装垫144a可选地包括具有内侧154a和外侧154b的上部防磨板元件152a。优选地，如图7A中所示，通过插入开口158的埋头孔附接元件156，将上部防磨板元件152a的外侧154b附接成邻接于上部凸缘部分148a的内侧150a。
优选地，当屏障子组件140(参见图7C)围绕外部套管110(参见图7C)的尾端103b(参见图7C)形成接合式密封附接部145(参见图7C)时，上部防磨板元件152a(参见图7A)的内侧154a(参见图7A)与外部套管110(参见图3A、图7C)的外表面116b(参见图3A)相邻。上部防磨板元件152a(参见图7A)优选地由耐用的并且具有所需耐磨性的材料(诸如，钢、钢合金或其它合适的耐用和耐磨材料)制成。另外，上部防磨板元件152a(参见图7A)优选地由能够耐受非常高温度应用(诸如，优选地大约800华氏度或更高温度；更优选地，大约1100华氏度或更高温度；最优选地，在大约800华氏度至大约1300华氏度的范围内)的材料制成。
图7B是下部安装垫子组件142b的一个实施方式的前立体图的图示。如图7B中所示，下部安装垫子组件142b优选地包括具有前侧146a和尾侧146b的下部安装垫144b。如图7B中进一步示出的，下部安装垫144b包括具有内侧150a和外侧150b的下部凸缘部分148b。
如图7B中进一步示出的，在这个实施方式中，下部安装垫144b可选地包括具有内侧154a和外侧154b的下部防磨板元件152b。优选地，如图7B中所示，通过插入开口158的埋头孔附接元件156，将下部防磨板元件152b的外侧面154b附接成邻接于下部凸缘部分148b的内侧150a。
优选地，当屏障子组件140(参见图7C)围绕外部套管110(参见图7C)的尾端103b(参见图7C)形成接合式密封附接部145(参见图7C)时，下部防磨板元件152b(参见图7B)的内侧154a(参见图7B)与外部套管110(参见图3A、图3C)的外表面116b(参见图3A)相邻。下部防磨板元件152a(参见图7A)优选地由耐用的并且具有所需耐磨性的材料(诸如，钢、钢合金或其它合适的耐用和耐磨材料)制成。另外，下部防磨板元件152b(参见图7A)优选地由能够耐受非常高温度应用(诸如，优选地大约800华氏度或更高温度；更优选地，大约1100华氏度或更高温度；最优选地，在大约800华氏度至大约1300华氏度的范围内)的材料制成。
图7C是附接于滑配接头子组件99的外部套管110的组装好的安装垫子组件164的实施方式的前立体图的图示。上部安装垫子组件142a(参见图7A)优选地连接至下部安装垫子组件142b(参见图7B)，以形成组装好的安装垫子组件164(参见图7C)的实施方式。组装好的安装垫子组件164(参见图7C)优选地被构造成将负荷从滑配接头子组件99(并且具体地，从外部套管110(参见图7C))传递到尾舱壁82(参见图7C)中。
如图7C中所示，屏障子组件140包括前部分141a，该前部分141a被构造成与外部套管110的尾端103b的部分168形成接合式密封附接部145，以形成针对发动机22(参见图1)的发动机入口26(参见图1、图8A至图8B)的屏障166。如图7C中进一步示出的，屏障子组件140的前部分141a优选地被插入尾舱壁82的尾舱壁开口86。图7C还示出了诸如螺栓184a、螺杆或其它合适附接元件的形式的附接元件184，其可以用于对着尾舱壁82(参见图7C)的尾侧90b(参见图7D)附接保护罩元件保持器172(参见图6A)。图7C还示出了定位在滑配接头子组件99的尾端103b处的内部供应管102和外部套管110之间的支承元件120。
图7D是附接于外部套管110以在尾舱壁82的尾舱壁开口86处形成尾舱壁界面88的组装好的安装垫子组件164的后视图的图示。如图7D中所示，通过一个或更多个诸如螺栓162a、螺杆或其它合适附接元件的形式的尾舱壁附接元件162，将屏障子组件140的尾部部分141b附接于尾舱壁82的尾侧90b。屏障子组件140的尾部部分141b(参见图7D)优选地被构造成密封地附接于尾舱壁82(参见图7D)，以形成尾舱壁界面88(参见图7D)。
如图7D中进一步示出的，屏障子组件140优选地包括上部安装垫144a和下部安装垫144b，这些安装垫被构造成围绕外部套管110的尾端103b(参见图7C)形成接合式密封附接部145(参见图7C)，以形成针对发动机22(参见图1)的发动机入口26(参见图1、图8A至图8B)的屏障166。如图7D中进一步示出的，上部防磨板元件152a和下部防磨板元件152b与外部套管110相邻。
屏障子组件140(参见图7D、图7E、图7F)还包括连接至组装好的安装垫子组件164(参见图7C、图7D和图7H)的一个或更多个屏障密封元件160a(参见图7A、图7F)、160b(参见图7D、图7E)。图7A、图7F示出了与上部凸缘部分148a的部分连接的屏障密封元件160a。图7D、图7E示出了与其中上部安装垫144a和下部安装垫144b联结在一起以形成屏障子组件140的部分连接的屏障密封元件160b。
图7E是连接至组装好的安装垫子组件164的屏障密封元件160b的特写后视图的图示。如图7E中所示，屏障密封元件160b可以连接至其中上部安装垫144a和下部安装垫144b联结在一起以形成屏障子组件140之间的部分。如图7E中进一步示出的，屏障子组件140优选地包括上部安装垫144a、下部安装垫144b和屏障密封元件160b，屏障密封元件160b被构造成形成针对发动机22(参见图1)的发动机入口26(参见图1、图8A至图8B)的屏障166。如图7E中进一步示出的，上部防磨板元件152a和下部防磨板元件152a与外部套管110相邻。
图7F是上部安装垫子组件142a的另一个实施方式的前立体图的图示。如图7F中所示，上部安装垫子组件142a优选地包括具有前侧146a和尾侧146b的诸如上部安装垫144a的安装垫144。如图7F中进一步示出的，上部安装垫144a包括具有内侧150a和外侧150b的上部凸缘部分148a以及连接至上部凸缘部分148a的部分的屏障密封元件160a。图7F中示出的上部安装垫子组件142a的实施方式不包括上部防磨板元件152a。
图7G是下部安装垫子组件142b的另一个实施方式的前立体图的图示。如图7G中所示，下部安装垫子组件142b优选地包括具有前侧146a和尾侧146b的下部安装垫144b。如图7G中进一步示出的，下部安装垫144b包括具有内侧150a和外侧150b的下部凸缘部分148b。图7G中所示的下部安装垫子组件142b的实施方式不包括下部防磨板元件152b。
图7H是附接于滑配接头子组件99的外部套管110的组装好的安装垫子组件164的实施方式的前立体图的图示。上部安装垫子组件142a(参见图7F)优选地连接至下部安装垫子组件142b(参见图7G)，以形成组装好的安装垫子组件164(参见图7H)。组装好的安装垫子组件164(参见图7H)优选地被构造成从滑配接头子组件99(参见图7H)(具体地，从外部套管110(参见图7H))向尾舱壁82(参见图7H)中传送负载。
如图7H中所示，屏障子组件140包括前部141a，前部141a被构造成与外部套管110的尾端103b的部分168形成接合式密封附接部145，以形成针对发动机22(参见图1)的发动机入口26(参见图1、图8A至图8B)的屏障166。图7H还示出了诸如螺栓184a、螺杆或其它合适附接元件的形式的附接元件184，这些附件元件可以用于对着尾舱壁82(参见图7H)的尾侧90b(参见图7D)附接保护罩元件保持器172(参见图6A)。图7H进一步示出了在滑配接头子组件99的尾端103b处在内部供应管102和外部套管110之间定位的支承元件120。
如图6A至图6D中所示，飞机EAI屏障组件101还可以包括蒸汽屏障子组件170。蒸汽屏障子组件170(参见图6A至图6D、图9A至图9D)优选地附接于尾舱壁82(参见图9A至图9B)，并且可以与屏障子组件140(参见图9A至图9B)相邻。
如图6A至图6D中所示，蒸汽屏障子组件170包括保护罩元件171和保护罩元件保持器172，该保护罩元件171和保护罩元件保持器172被构造成形成针对滑配接头子组件99(参见图9A至图9B)的蒸汽屏障173(参见图9A至图9B)。保护罩元件171(参见图6A至图6D)可以用作蒸汽屏障，用于防止富含燃油的空气接触滑配接头子组件99(参见图3A、图3C)。另外，保护罩元件171(参见图6A至图6D)可以用于防止泄漏的或喷射的易燃流体进入被罩住的空间119(参见图8A至图8B)，也就是说，内部供应管102(参见图8A至图8B)和外部套管110(参见图8A至图8B)之间的腔或区域。此外，保护罩元件171(参见图6A至图6D)可以用作爆管检测指示器197(参见图9A至图9B)，下面将会对此进行详细讨论。如果空气流通流速足够大，例如，每分钟空气交换大于三(3)次，或者如果发动机电扇箱隔室97c(参见图8B)不在防火区，则蒸汽屏障子组件170可以是可选的。
优选地，通过保护罩元件保持器172(参见图6A至图6D)将保护罩元件171(参见图6A至图6D)保持就位。优选地，将保护罩元件保持器172(参见图6A至图6D、图9A至图9D)附接于尾舱壁82(参见图5B、图9A至图9B)的尾侧90b(参见图5B)。保护罩元件171优选地由能够耐受非常高温度应用(诸如，优选地大约800华氏度或更高温度；更优选地，大约1100华氏度或更高温度；最优选地，在大约800华氏度至大约1300华氏度的范围内)并且具有特别强的密封能力的硅酮和织造陶瓷纤维材料制成。然而，保护罩元件171也可以由能够耐受非常高温度应用并且提供强密封能力的另一种合适材料制成。
如图6A、图6C中所示，保护罩元件保持器172优选地具有环形构造176、被构造成容纳保护罩元件171并将其保持就位的中心开口178以及边缘部分180。如图6B、图6D中所示，边缘部分180优选地具有前侧174a和尾侧174b，并且优选地具有被构造成容纳诸如螺栓184a、螺杆或其它合适附接元件的形式的附接元件184的多个开口182。
蒸汽屏障子组件170(参见图6A至图6D)也可以用作爆管检测指示器197(参见图9A至图9B)。当爆管发生期间保护罩元件171(参见图6A至图6D)与保护罩元件保持器172(参见图6A至图6D)脱离时，保护罩元件171(参见图6A至图6D)的脱离用作爆管发生的指示。如图9A至图9B中所示，如果在内部供应管102内出现孔或漏洞，则由箭头198指示的爆管压力从内部供应管102流出，并且从前舱壁70(参见图8A至图8B)穿过外部套管110流向尾舱壁82(参见图9A至图9B)。在爆管发生期间，保护罩元件171(参见图6A至图6D、图9A至图9B)优选地与保护罩元件保持器172(参见图6A至图6D、图9A至图9B)脱离，从而为发动机22(参见图1)的发动机风扇和压缩器单元24(参见图1)提供压力释放。
优选地，滑配接头子组件99(参见图6A、图6C)、屏障子组件140(参见图6A至图6D)和蒸汽屏障子组件170(参见图6A至图6D)一起包括飞机发动机防结冰(EAI)屏障组件100(参见图6A至图6D)，EAI屏障组件100被构造成在温度升至高于大约800华氏度的情况下，优选地，在非常高的温度应用(诸如，大约800华氏度或更高温度；更优选地，诸如大约1100华氏度或更高温度；最优选地，诸如在从大约800华氏度至大约1300华氏度的范围内)的情况下，通过滑动接头118(参见图8A至图8B、图9A至图9B)适应滑配接头子组件99(参见图6A、图6C)的热膨胀。
在本发明的另一个实施方式中，提供了飞机发动机防结冰(EAI)屏障系统100(参见图6A至图6D、图8A至图8B、图9A至图9B)。图8A是飞机发动机入口26内的诸如飞机EAI屏障系统100a的形式的飞机EAI屏障系统100的实施方式的剖面侧视图的图示。图8A示出了飞机EAI屏障系统100a，其具有诸如支承元件120a的形式的支承元件120的一个实施方式和诸如外部套管110a的形式的外部套管110的一个实施方式。图8A还示出了屏障子组件140的一个实施方式，其具有上部防磨板元件152a和下部防磨板元件152b。图8A示出了在发动机入口26内安装在前部隔室97a的尾部并且安装在前舱壁70和尾舱壁82之间的尾部隔室97b内的飞机EAI屏障系统100a。如图8A中进一步示出的，喷嘴组件194延伸至前部隔室197a中，并且内部供应管102的尾端104b可以在尾舱壁82处延伸经过尾舱壁界面88。
图8B是发动机入口26内的诸如飞机EAI屏障系统100b的形式的飞机EAI屏障系统100的另一个实施方式的剖面侧视图的图示。图8B示出了飞机EAI屏障系统100b，其具有诸如支承元件120c的形式的支承元件120的另一个实施方式和诸如外部套管110b的形式的外部套管110的另一个实施方式。图8B还示出了屏障子组件140的另一个实施方式，其没有上部防磨板元件152a并且没有下部防磨板元件152b。图8B示出了在发动机入口26内安装在前部隔室97a的尾部并且安装在前舱壁70和尾舱壁82之间的尾部隔室97b内的飞机EAI屏障系统100b。如图8A中进一步示出的，喷嘴组件194延伸至前部隔室197a，并且内部供应管102的尾端104b可以在尾舱壁82处延伸经过尾舱壁界面88。
图9A是安装在尾舱壁82处的诸如飞机EAI屏障系统100a的形式的飞机EAI屏障系统100的实施方式的特写局部剖面侧视图的图示。图9A示出了飞机EAI屏障系统100a，其具有诸如支承元件120a的形式的支承元件120的实施方式和诸如外部套管110a的形式的外部套管110的实施方式。图9A还示出了屏障子组件140的实施方式，其具有上部防磨板元件152a和下部防磨板元件152b。
图9B是安装在尾舱壁82处的诸如飞机EAI屏障系统100b的形式的飞机EAI屏障系统100的另一个实施方式的特写局部剖面侧视图的图示。图9B示出了飞机EAI屏障系统100b，其具有诸如支承元件120c的形式的支承元件120的另一个实施方式和诸如外部套管110b的形式的外部套管110的另一个实施方式。图9B还示出了屏障子组件140的另一个实施方式，其没有上部防磨板元件152a并且没有下部防磨板元件152b。
如上讨论的，飞机EAI屏障系统100(参见图6A至图6D、图8A至图8D、图9A至图9D)包括飞机发动机防结冰(EAI)屏障组件101(参见图6A至图6D、图8A至图8D、图9A至图9D)。飞机EAI屏障组件101(参见图6A至图6D)包括滑配接头子组件99(参见图3A至图6C、图6A、图6C)。如上面详细讨论的，滑配接头子组件99(参见图3A至图3C、图6A、图6C)包括可滑动地接合在外部套管110(参见图3A至图3C、图6A、图6C)内的内部供应管102(参见图3A至图3C、图6A、图6C)。如图3A、图3C、图6A、图6C中所示，内部供应管102具有前端104a并且外部套管110具有前端112a。前端104a、112a分别被优选地构造成在飞机10a(参见图1)的发动机22(参见图1)的前舱壁70(参见图8A至图8B)处固定地附接于喷嘴组件194(参见图3A、图3C、图6A、图6C、图8A至图8B)。
如图3A、图3C、图6A、图6C中所示，并且如上面所讨论的，诸如通过焊接将内部供应管102和外部套管110中的每个的前端104a、112a优选地直接附接于喷嘴组件194，并且优选地穿过前舱壁70(参见图5A)的前舱壁开口72(参见图5A)进行附接。如以上讨论的，这可能导致在前舱壁70(参见图5A)处不需要使用由不能耐受升至高于大约800华氏度温度的材料制成的防泄漏密封元件。
如图3A、图3C、图6A至图6D、8A至图8D中所示，滑配接头子组件99还可以包括附接于内部供应管102的尾端104b的连接元件188。连接元件188(参见图3A、图3C、图6A至图6D、图8A至图8B)被优选地构造成附接于管延伸件94(参见图5B)。连接元件188优选地由诸如镍合金、钢、钢合金或能够耐受非常高温度应用(诸如，优选地大约800华氏度或更高温度；更优选地，大约1100华氏度或更高温度；最优选地，在大约800华氏度至大约1300华氏度的范围内)的其它合适金属材料制成。
如图8A至图8B中所示，当安装飞机EAI屏障系统100时，内部供应管102的尾端104b位于发动机22(参见图1)的尾舱壁82处，并且外部套管110的尾端112b位于发动机22(参见图1)的尾舱壁82处。如图8A至图8B中所示，尾端104b、112b分别通过设置在尾端104b、112b之间的一个或更多个支承元件120形成滑动接头118。
如上面详细讨论的，一个或更多个支承元件120(参见图8A至图8B、图9A至图9B)均可以包括两件式缓冲支承元件120a(参见图3A、图8A、图9A)，缓冲支承元件120a包括缓冲部分122(参见图3B)和贴合部分124(参见图3B)；均可以包括一件式环形缓冲支承元件120b(参见图4A至图4D)；或者可以均包括细长的环形缓冲支承元件120c(参见图4F、图8B、图9B)。一个或更多个支承元件120(参见图8A至图8B)优选地将负荷从内部供应管102(参见图8A)传递到外部套管110(参见图8A)。
如图8A至图8B、图9A至图9B中所示，并且如上面详细讨论的，飞机EAI屏障系统100的飞机EAI屏障组件101还可以包括穿过尾舱壁82附接的屏障子组件140。屏障子组件140(参见图8A至图8B、图9A至图9B)优选地包括诸如上部安装垫144a(参见图8A至图8B、图9A至图9B)和下部安装垫144b(参见图8A至图8B、图9A至图9B)的形式的两个安装垫144(参见图7C、图7H)，这些安装垫被构造成围绕外部套管110(参见图8A至图8B)的尾端112b(参见图8A至图8B)形成接合式密封附接部145(参见图7C、图7H)。这形成针对发动机22(参见图1)的发动机入口26(参见图8A至图8B)的屏障166(参见图8A至图8B)。
屏障子组件140(参见图8A至图8B、图9A至图9B)还包括上部安装垫子组件142a(参见图7A、图7H)，上部安装垫子组件142a包括具有可选的被附接的上部防磨板元件152a(参见图7A)的上部安装垫144a(参见图7A、图7H)。屏障子组件140(参见图8A至图8B、图9A至图9B)还包括下部安装垫子组件142b(参见图7B、图7G)，下部安装垫子组件142b包括具有可选的被附接的下部防磨板元件152b(参见图7B)的下部安装垫144b(参见图7B、图7G)。下部安装垫子组件142b(参见图7B、图7G)优选地连接至上部安装垫子组件142a(参见图7A、图7F)，从而形成组装好的安装垫子组件164(参见图7C、图7H)。
屏障子组件140(参见图8A至图8B、图9A至图9B)优选地还包括连接至组装好的安装垫子组件164(参见图7C、图7D)的一个或更多个屏障密封元件160a(参见图7A、图7F)和/或一个或更多个屏障密封元件160b(参见图7D)。组装好的安装垫子组件164(参见图7C、图7D)优选地被构造成将负荷从外部套管110(参见图7C、图7H)传递到尾舱壁82(参见图7C、图7H)中。
如图8A至图8B、图9A至图9B中所示，并且如上面详细讨论的，飞机EAI屏障系统100的飞机EAI屏障组件101还可以包括附接于尾舱壁82并且与屏障子组件140相邻的蒸汽屏障子组件170。如图8A至图8B、图9A至图9B中所示，蒸汽屏障子组件170包括保护罩元件171和保护罩元件保持器172，该保护罩元件171和保护罩元件保持器172被构造成形成针对滑配接头子组件99的蒸汽屏障173。如图9A至图9B中所示，飞机EAI屏障组件101优选地被构造成适应滑配接头子组件99的热膨胀，具体地，优选地被构造成在温度升至高于大约800华氏度的情况下，优选地，在非常高的温度应用(诸如，大约800华氏度或更高温度；更优选地，诸如大约1100华氏度或更高温度；最优选地，诸如在从大约800华氏度至大约1300华氏度的范围内)的情况下，借助于滑动接头118来适应滑配接头子组件99的内部供应管102的热膨胀。
蒸汽屏障子组件170(参见图9A至图9B)可以优选地用作爆管检测指示器197(参见图9A至图9B)，如上面所讨论的。当爆管发生期间保护罩元件171(参见图9A至图9B)与保护罩元件保持器172(参见图9A至图9B)脱离时，保护罩元件171(参见图9A至图9B)的脱离用作爆管发生的指示。
图9A至图9B示出了处于安装位置210的飞机EAI屏障组件101。飞机EAI屏障组件101(参见图9A至图9B)优选地被装入飞机EAI屏障系统100(参见图9A至图9B)中。
如图6A至图6D、图8A至图8B中所示，飞机EAI屏障系统100还包括前部绝缘组件192，前部绝缘组件192优选地围绕外部套管110的外表面116b(参见图3A、图3C)进行卷绕。如图6A至图6D、图8A至图8B中所示，前部绝缘组件192具有前端193a和尾端193b。如图6B、图6D中所示，前部绝缘组件192还具有内侧195a和外侧195b。
如图6A至图6D、图8A至图8B、图9A至图9B中所示，飞机EAI屏障系统100还包括尾部绝缘组件186，尾部绝缘组件186优选地卷绕或者连接至保护罩元件171和内部供应管102的尾端104b(参见图8A至图8B)之间的内部供应管102的尾端104b(参见图8A至图8B)。前部绝缘组件192(参见图8A至图8B)和尾部绝缘组件186(参见图8A至图8B)优选地由绝缘材料(诸如，被缝制成棉胎材料的金属箔和陶瓷玻璃纤维材料或者其它合适的绝缘材料)制成，并且可以是热毡的形式或其它合适的形式。前部绝缘组件192(参见图8A至图8B)和尾部绝缘组件186(参见图8A至图8B)的厚度可以为大约1/4(四分之一)英寸至大约3/8(八分之三)英寸或更厚。优选地，前部绝缘组件192(参见图8A至图8B)和尾部绝缘组件186(参见图8A至图8B)能够耐受高温应用(诸如，优选地大约800华氏度或更高温度；更优选地，大约1100华氏度或更高温度；最优选地，在从大约800华氏度至大约1300华氏度的范围内)。
如图6A至图6D、图8A至图8B、图9A至图9B中所示，飞机EAI屏障系统100还包括附接于尾部绝缘组件186和保护罩元件171的夹持元件190。夹持元件190(图6A至图6D、图8A至图8B、图9A至图9B)优选地由诸如钢、钢合金或能够耐受非常高温度应用(诸如，优选地大约800华氏度或更高温度；更优选地，大约1100华氏度或更高温度；最优选地，诸如在从大约800华氏度至大约1300华氏度的范围内)的其它合适金属材料制成。夹持元件190(图6A至图6D、图8A至图8B、图9A至图9B)可以是具有可以在保护罩元件171(参见图6A至图6D)的一部分上滑动的扭矩紧固件的环形夹具的形式。另选地，夹持元件190可以是其它合适的形式。
图10A是在飞机10a的发动机22a中处于安装位置204的本公开的飞机EAI屏障系统100的实施方式的立体图的图示。如图10A中所示，飞机EAI屏障系统100被安装在内部屏障部分92上的尾舱壁82和前舱壁70之间。如图10A中所示，蒸汽屏障子组件170附接于尾舱壁82的尾舱壁幅材84并且在尾舱壁82处形成蒸汽屏障173。如图10A中进一步示出的，管延伸件94从尾管延伸界面95延伸并且延伸至发动机附接管96。如图10A中进一步示出的，内部供应管102和外部套管110优选地被固定在前安装垫部分74上形成的前舱壁界面76处。喷嘴凸缘78(参见图3A)被定位在前舱壁表面76与内部供应管102和外部套管110之间。
图10B是本公开的飞机EAI屏障组件101的实施方式的侧面立体图的图示，其示出了内部供应管102和外部套管110的热膨胀长度200。如图10B中所示，利用本文中公开的飞机EAI屏障组件101和飞机EAI屏障系统100(参见图8A至图8B)，外部套管110可以热膨胀达外部套管热膨胀长度200a。例如，对于长度为17英寸的外部套管110，外部套管热膨胀长度200a可以是0.14英寸。如图10B中所示，内部供应管102可以热膨胀达内部供应管热膨胀长度200b。例如，对于长度为50英寸的内部供应管102，内部供应管热膨胀长度200b可以为0.4英寸。借助于飞机EAI屏障组件101(参见图10B)的内部供应管102(参见图10B)和外部套管110(参见图10B)形成的滑动接头118(参见图8A至图8B、图9A至图9B)构造，可以适应内部供应管102和外部套管110的热膨胀。
在本发明的另一个实施方式中，提供了将飞机发动机防结冰(EAI)屏障组件101(参见图7A、图6A至图6D、图8A至图8B、图9A至图9B)安装在飞机10a(参见图1)内的方法300。图11是本发明的方法300的流程图。
如图11中所示，方法300包括在例如飞机10a(参见图1)的发动机22a(参见图5A)的发动机22(参见图1)内在前舱壁开口72(参见图5A)和尾舱壁开口86(参见图5A)之间在飞机10a(参见图1)内安装滑配接头子组件99(参见图3A、图3C)的步骤302。滑配接头子组件99(参见图3A、图3C)包括前端103a(参见图3A、图3C)和尾端103b(参见图3A、图3C)。尾端103b(参见图3A、图3C)具有滑动接头118(参见图3A)。
安装滑配接头子组件99(参见图3A、图3C)的步骤302优选地包括安装含有在外部套管110(参见图3A、图3C)内可滑动地接合的内部供应管102(参见图3A、图3C)的滑配接头子组件99(参见图3A、图3C)。安装滑配接头子组件99(参见图3A、图3C)的步骤302还包括通过使用由内部供应管102(参见图3A、图3C)内的尾端104b(参见图3A、图3C)和外部套管110(参见图3A、图3C)的尾端112b(参见图3A、图3C)形成的滑动接头118(参见图3A)来适应内部供应管102(参见图3A、图3C)在外部套管110(参见图3A、图3C)的尾端112b(参见图3A、图3C)的尾部方向上的热膨胀。
安装滑配接头子组件99(参见图3A、图3C)的步骤302优选地包括安装附接于内部供应管102(参见图3B)的外表面108b(参见图3B)的一个或更多个支承元件120(参见图3A至图3C、图4A至图4F)。如图3A中所示，一个或更多个支承元件120优选地被构造成与外部套管110的内表面116a滑动地接合。安装滑配接头子组件99(参见图3A、图3C)的步骤302还包括经由一个或更多个支承元件120(参见图3A至图3C、图4A至图4F)将负荷从内部供应管102(参见图3A、图3C)传递到外部套管110(参见图3A、图3C)。
如图11中所示，方法300还包括将滑配接头子组件99(参见图3A、图3C)的前端103a(参见图3A、图3C)固定或附接于穿过前舱壁开口72(参见图5A)附接的喷嘴组件194(参见图3A、图3C)的步骤304。
如图11中所示，方法300还包括穿过尾舱壁开口86(参见图5A、图7C、图7D)安装并且附接屏障子组件140(参见图6A至图6D、图8A至图8B、图9A至图9B)以形成尾舱壁82(参见图5B、图7D)的尾侧90b(参见图5B、图7D)上的尾舱壁界面88(参见图7D)的步骤306。
如图11中所示，方法300还包括以下的步骤308：围绕滑配接头子组件99(参见图3A、图3C)的尾端103b(参见图7C、图7H)，将屏障子组件140(参见图6A至图6D、图8A至图8B、图9A至图9B)的两个安装垫144(参见图7B、图7C、图7F)附接成接合式密封附接部145(参见图7C、图7H)，以支承滑配接头子组件99(参见图3A、图3C)并且形成针对飞机10a(参见图1)的发动机22(参见图1)的发动机入口26(参见图1、图8A至图8B)的屏障166(参见图7C、图7D、图7E、图8A至图8B)。
如图11中所示，方法300还包括以下的步骤310：可选地，与尾舱壁表面88(参见图8A至图8B)相邻地安装并且附接蒸汽屏障子组件170(参见图6A至图6D、图8A至图8B、图9A至图9B)。蒸汽屏障子组件170(参见图6A至图6D、图8A至图8B、图9A至图9B)包括保护罩元件171(参见图6A至图6D、图8A至图8B、图9A至图9B)和保护罩元件保持器172(参见图6A至图6D、图8A至图8B、图9A至图9B)，保护罩元件171和保护罩元件保持器172被构造成形成针对滑配接头子组件99(参见图9A至图9B)的蒸汽屏障173(参见图8A至图8B、图9A至图9B)。
如图11中所示，方法300还包括以下的步骤312：可选地，构造飞机发动机防结冰(EAI)屏障组件101(参见图6A至图6D)，以在升至高于大约800华氏度温度的情况下在尾端103b(参见图3A、图3C)处借助于滑动接头118(参见图3A、图3C)来适应滑配接头子组件99(参见图3A、图3C)的热膨胀长度200(参见图10B)。优选地，飞机EAI屏障组件101(参见图6A至图6D)在非常高温度应用(诸如，优选地大约800华氏度或更高温度；更优选地，大约1100华氏度或更高温度；最优选地，在从大约800华氏度至大约1300华氏度的范围内)的情况下通过滑动接头118(参见图3A、图3C)适应滑配接头子组件99(参见图3A、图3C)的热膨胀长度200(参见图10B)。
方法300优选地包括使用飞机10a(参见图1)的发动机22(参见图1)中的飞机EAI屏障系统100(参见图8A至图8B)内的飞机EAI屏障组件101(参见图8A至图8B)为诸如发动机22a(参见图5A至图5B)的发动机22(参见图1)的发动机入口26(参见图1、图8A至图8B)提供防结冰保护。
方法300还包括围绕滑配接头子组件99(参见图3A、图3C)的外部套管10(参见图3A、图3C)的外表面116b(参见图3A、图3C)卷绕前部绝缘组件192(参见图6A至图6D、图8A至图8B)。优选地，前部绝缘组件192(参见图6A至图6D)围绕滑配接头子组件99(参见图3A、图3C)的外部套管110(参见图3A、图3C)的外表面116b(参见图3A、图3C)进行卷绕。
方法300还可以包括将尾部绝缘组件186(参见图6A至图6D、图8A至图8B)连接在保护罩元件171(参见图6A至图6D、图8A至图8B)和滑配接头子组件99(参见图3A、图3C)的尾端103b(参见图3A、图3C)之间。优选地，尾部绝缘组件186(参见图6A至图6D、图8A至图8B)围绕滑配接头子组件99(参见图3A、图3C)的内部供应管102(参见图8A至图8B)的尾端104b(参见图8A至图8B)进行卷绕，使得尾部绝缘组件186(参见图8A至图8B)定位在保护罩元件171(参见图8A至图8B)和内部供应管102(参见图8A至图8B)的尾端104b(参见图8A至图8B)之间。
方法300还可以包括附接连接至尾部绝缘组件186(参见图6A至图6D、图8A至图8B、图9A至图9B)和保护罩元件171(参见图6A至图6D、图8A至图8B、图9A至图9B)的夹持元件190(参见图6A至图6D、图8A至图8B、图9A至图9B)，以对着保护罩元件171保持尾部绝缘组件186。夹持元件190(参见图6A至图6D、图8A至图8B、图9A至图9B)可以包括具有扭矩紧固件的环形夹具或其它合适的夹持元件。优选地，首先优选地安装尾部绝缘组件186(参见图6A至图6D、图8A至图8B、图9A至图9B)，接着安装保护罩元件171(参见图6A至图6D、图8A至图8B、图9A至图9B)和保护罩元件保持器172(参见图6A至图6D、图8A至图8B、图9A至图9B)，接着安装夹持元件190(参见图6A至图6D、图8A至图8B、图9A至图9B)，接着安装前部绝缘组件192(参见图6A至图6D、图8A至图8B、图9A至图9B)。
方法300还可以包括利用蒸汽屏障子组件170(参见图9A至图9B)的保护罩元件171(参见图9A至图9B)检测发生爆管的情况。在内部供应管102(参见图9A至图9B)内形成孔或开口的位置发生爆管期间，保护罩元件171(参见图9A至图9B)可以由于箭头198(参见图9A至图9B)所指示的爆管压力变成与保护罩元件保持器172(参见图9A至图9B)脱离。保护罩元件171(参见图9A至图9B)与保护罩元件保持器172(参见图9A至图9B)的脱离可以用作发生爆管的指示。
相比于现有的EAI组件、系统和方法，所公开的飞机发动机防结冰(EAI)屏障组件101(参见图6A至图6D)、飞机发动机防结冰(EAI)屏障系统100(参见图6A至图6D、图8A至图8B、图9A至图9B)和方法300(参见图11)的实施方式提供了众多优点。所公开的飞机EAI屏障组件101(参见图6A至图6D)、飞机EAI屏障系统100(参见图6A至图6D、图8A至图8B、图9A至图9B)和方法300(参见图11)的实施方式通过以下方式为发动机22(参见图1)的发动机入口26(参见图1、图8A至图8B)提供防结冰保护：在非常高温度应用(诸如，优选地大约800华氏度或更高温度；更优选地，大约1100华氏度或更高温度；最优选地，在从大约800华氏度至大约1300华氏度的范围内)的情况下适应内部供应管102(参见图3A、图3C)的热膨胀并适应外部套管110(参见图3A、图3C)的一些热膨胀
另外，所公开的飞机EAI屏障组件101(参见图6A至图6D)、飞机EAI屏障系统100(参见图6A至图6D、图8A至图8B、图9A至图9B)和方法300(参见图11)的实施方式使内部供应管102(参见图3A、图3C)和外部套管110(参见图3A、图3C)的前端104a、112a分别优选地直接焊接至喷嘴组件194(参见图3A、图3C)。这优选地导致前舱壁70(参见图5A至图5B)处不需要或不使用由不能耐受升至高于800华氏度温度的材料(例如，用于高温应用的硅树脂/金属密封件，尤其是，在非常高温度应用(诸如，优选地大约800华氏度或更高温度；更优选地，大约1100华氏度或更高温度；最优选地，在从大约800华氏度至大约1300华氏度的范围内)的情况下)制成的防泄漏密封元件。另外，这优选地导致在前舱壁70(参见图5A至图5B)处不需要或不使用价格会非常高的碳密封件。
此外，所公开的飞机EAI屏障组件101(参见图6A至图6D)、飞机EAI屏障系统100(参见图6A至图6D、图8A至图8B、图9A至图9B)和方法300(参见图11)的实施方式借助一个或更多个支承元件120(参见图3A至图3C、图4A至图4F)通过外部套管110(参见图3A、图3C)提供对内部供应管102(参见图3A、图3C)的支承，并且通过上部安装垫子组件142a(参见图7A、图7F)和下部安装垫子组件142b(参见图7A、图7F)(包括屏障子组件140(参见图7A、图7H)的两个安装垫144(参见图7C、图7H))借助尾舱壁82(参见图5B)提供对外部套管110(参见图3A、图3C)的支承。这种支承特征优选地不需要用于支承内部供应管102(参见图3A、图3C)和/或外部套管110(参见图3A、图3C)的联结装置或联结机构和/或将这种需要降至最小。这进而减轻了飞机EAI屏障组件101(参见图6A至图6D)和飞机EAI屏障系统100(参见图6A至图6D、图8A至图8B、图9A至图9B)的总体重量。这种重量减轻进而降低了飞机燃料消耗。
另外，所公开的飞机EAI屏障组件101(参见图6A至图6D)、飞机EAI屏障系统100(参见图6A、图8、图9)和方法300(参见图11)的实施方式提供了在尾舱壁82(参见图7C)处形成屏障166(参见图7C)的屏障子组件140(参见图7C)。通过包括在外部套管110(参见图7C)的尾端112b(参见图6A)处形成接合式密封附接部145(参见图7C)的包括两个安装垫144(参见图7C)的上部安装垫子组件142a(参见图7C)和下部安装垫子组件142b(参见图7C)形成屏障166(参见图7C)。在仍然提供滑动接头118(参见图9A)的同时保持屏障166(参见图7C)。
另外，所公开的飞机EAI屏障组件101(参见图3B、图3A)、飞机EAI屏障系统100(参见图6A至图6D、图8A至图8B、图9A至图9B)和方法300(参见图11)的实施方式提供了蒸汽屏障子组件170(参见图9A至图9B)，其和与保护罩元件保持器172(参见图9A至图9B)一起保持就位的保护罩元件171(参见图9A至图9B)形成蒸汽屏障173(参见图9A至图9B)。蒸汽屏障子组件170(参见图9A至图9B)能够耐受内部供应管102(参见图9A至图9B)的热膨胀。另外，蒸汽屏障子组件170(参见图9A至图9B)允许借助保护罩元件171(参见图9A至图9B)进行爆管检测。当爆管发生期间保护罩元件171(参见图9A至图9B)与保护罩元件保持器172(参见图9A至图9B)脱离时，保护罩元件171(参见图9A至图9B)的这种脱离用作指示已发生爆管的爆管检测指示器197(参见图9A至图9B)。
最后，相比于现有的EAI组件、系统和方法，所公开的飞机EAI屏障组件101(参见图6A至图6D)、飞机EAI屏障系统100(参见图6A至图6D、图8A至图8B、图9A至图9B)和方法300(参见图11)的实施方式的复杂性更小并且设计更简单，并且进一步提供了能够耐受例如高于大约800华氏度的较高温度需求(具体地，在诸如优选地大约800华氏度或更高温度；更优选地，大约1100华氏度或更高温度；最优选地，在从大约800华氏度至大约1300华氏度的范围内的非常高温度应用的情况下)的设计。
另外，本发明包括根据以下条款的实施方式：
1、一种飞机发动机防结冰屏障组件，所述飞机发动机防结冰屏障组件包括：
滑配接头子组件，该滑配接头子组件具有前端和尾端，所述前端被构造成固定地附接于飞机的发动机的前舱壁，并且所述尾端具有滑动接头；以及
屏障子组件，该屏障子组件穿过尾舱壁进行附接，所述屏障子组件包括两个安装垫，所述两个安装垫被构造成围绕所述滑配接头子组件的所述尾端形成接合式密封附接部，以形成针对所述发动机的发动机入口的屏障。
2、根据条款1所述的组件，所述组件还包括被附接于所述尾舱壁并且与所述屏障子组件相邻的蒸汽屏障子组件，所述蒸汽屏障子组件包括保护罩元件和保护罩元件保持器，所述保护罩元件和所述保护罩元件保持器被构造成形成针对所述滑配接头子组件的蒸汽屏障。
3、根据条款1所述的组件，其中，所述组件被构造成在温度升至高于大约800华氏度的情况下借助于所述滑动接头来适应所述滑配接头子组件的热膨胀。
4、根据条款1所述的组件，其中，所述滑配接头子组件包括以可滑动的方式接合在外部套管内的内部供应管，所述内部供应管和所述外部套管均具有形成所述滑动接头的尾端，所述滑动接头被构造成适应所述外部套管的所述尾端之后的所述内部供应管的热膨胀。
5、根据条款4所述的组件，其中，所述滑动接头包括附接于所述内部供应管的外表面的一个或更多个支承元件，所述一个或更多个支承元件被构造成与所述外部套管的内表面滑动地接合，并且其中，所述一个或更多个支承元件将负荷从所述内部供应管传递到所述外部套管。
6、根据条款4所述的组件，其中，所述内部供应管和所述外部套管均具有前端，所述前端直接附接于穿过所述前舱壁的前舱壁开口附接的喷嘴组件。
7、根据条款6所述的组件，其中，在所述前舱壁处附接的所述内部供应管和所述外部套管使得能够在所述前舱壁处不使用由不能耐受升至高于大约800华氏度温度的材料制成的防泄漏密封元件。
8、根据条款1所述的组件，其中，所述屏障子组件还包括：
上部安装垫子组件，该上部安装垫子组件包括上部安装垫，该上部安装垫具有可选的、被附接的上部防磨板元件；
下部安装垫子组件，该下部安装垫子组件包括下部安装垫，该下部安装垫具有可选的、被附接的下部防磨板元件，所述下部安装垫子组件连接至所述上部安装垫子组件，以形成组装好的安装垫子组件；以及
一个或更多个屏障密封元件，这些屏障密封元件连接至所述组装好的安装垫子组件；
其中，所述组装好的安装垫子组件被构造成将负荷从所述滑配接头子组件传递到所述尾舱壁中。
9、一种飞机发动机防结冰屏障系统，所述飞机发动机防结冰屏障系统包括：
飞机发动机防结结冰屏障组件，所述飞机发动机防结冰屏障组件包括：
滑配接头子组件，所述滑配接头子组件包括以可滑动的方式接合在外部套管内的内部供应管，所述内部供应管和所述外部套管均具有前端，所述前端被构造成固定地附接于飞机的发动机的前舱壁，所述内部供应管和所述外部套管均具有处于所述发动机的尾舱壁处的尾端，所述尾端通过设置在所述尾端之间的一个或更多个支承元件形成滑动接头；
屏障子组件，该屏障子组件穿过所述尾舱壁进行附接，所述屏障子组件包括两个安装垫，所述安装垫被构造成围绕所述外部套管的尾端形成接合式密封附接部，以形成针对所述发动机的发动机入口的屏障；
前部绝缘组件，该前部绝缘组件围绕所述外部套管进行卷绕；
尾部绝缘组件，该尾部绝缘组件围绕所述内部供应管的尾端进行卷绕；以及
夹持元件，该夹持元件附接于所述尾部绝缘组件。
10、根据条款9所述的系统，其中，所述飞机发动机防结冰屏障组件还包括蒸汽屏障子组件，所述蒸汽屏障子组件被附接于所述尾舱壁并且与所述屏障子组件相邻，所述蒸汽屏障子组件包括保护罩元件和保护罩元件保持器，所述保护罩元件和保护罩元件保持器被构造成形成针对所述滑配接头子组件的蒸汽屏障。
11、根据条款9所述的系统，其中，所述飞机发动机防结冰屏障组件被构造成在温度升至高于大约800华氏度的情况下借助于所述滑动接头来适应所述滑配接头子组件的热膨胀。
12、根据条款9所述的系统，其中，所述内部供应管和所述外部套管中的每个的前端被直接附接于穿过所述前舱壁的前舱壁开口附接的喷嘴组件，这导致能够在所述前舱壁不需要使用不能耐受升至高于大约800华氏度温度的材料制成的防泄漏密封元件。
13、根据条款9所述的系统，其中，所述屏障子组件还包括：
上部安装垫子组件，该上部安装垫子组件包括上部安装垫，该上部安装垫具有可选的、被附接的上部防磨板元件；
下部安装垫子组件，该下部安装垫子组件包括下部安装垫，该下部安装垫具有可选的、被附接的下部防磨板元件，所述下部安装垫子组件连接至所述上部安装垫子组件，以形成组装好的安装垫子组件；以及
一个或更多个屏障密封元件，这些屏障密封元件连接至所述组装好的安装垫子组件；
其中，所述组装好的安装垫子组件被构造成将负荷从所述滑配接头子组件传递到所述尾舱壁中。
14、一种在飞机的发动机内安装飞机发动机防结冰屏障组件的方法，所述方法包括：
在所述飞机的所述发动机内的前舱壁开口和尾舱壁开口之间安装滑配接头子组件，所述滑配接头子组件包括前端和尾端，所述尾端具有滑动接头；
将所述滑配接头子组件的所述前端固定于穿过所述前舱壁开口附接的喷嘴组件；
穿过所述尾舱壁开口安装并且附接屏障子组件，以形成所述尾舱壁的尾侧上的尾舱壁界面；以及
围绕所述滑配接头子组件的所述尾端，将所述屏障子组件的两个安装垫附接成接合式密封附接部，以形成针对所述发动机的发动机入口的屏障。
15、根据条款14所述的方法，所述方法还包括：与所述尾舱壁界面相邻地安装并且附接蒸汽屏障子组件，所述蒸汽屏障子组件包括保护罩元件和保护罩元件保持器，所述保护罩元件和所述保护罩元件保持器被构造成形成针对所述滑配接头子组件的蒸汽屏障。
16、根据条款15所述的方法，所述方法还包括：用所述蒸汽屏障子组件的所述保护罩元件检测爆管的发生，其中，当在爆管发生期间所述保护罩元件与所述保护罩元件保持器脱离时，所述保护罩元件的脱离指示发生了爆管。
17、根据条款14所述的方法，所述方法还包括：将所述飞机发动机防结冰屏障组件构造成在温度升至高于大约800华氏度的情况下借助于所述滑动接头来适应所述滑配接头子组件的热膨胀。
18、根据条款14所述的方法，其中，安装所述滑配接头子组件包括：安装被附接于所述内部供应管的外表面的一个或更多个支承元件，所述一个或更多个支承元件被构造成与外部套管的内表面滑动地接合，并且通过所述一个或更多个支承元件将负荷从所述内部供应管传递到所述外部套管。
19、根据条款14所述的方法，所述方法还包括：在所述飞机的所述发动机的飞机发动机防结冰屏障系统内使用所述飞机发动机防结冰屏障组件，以为所述发动机的所述发动机入口提供防结冰保护。
20、根据条款14所述的方法，所述方法还包括：围绕所述滑配接头子组件子组件的外表面卷绕前部绝缘组件，将尾部绝缘组件连接至所述滑配接头子组件的所述尾端，以及将夹持元件附接于所述尾部绝缘组件。
得益于在之前的描述和相关附图中给出的教导，本公开所属领域的技术人员将想到本公开的许多修改形式和其它实施方式。本文中所述的实施方式意在是示例性的并且不旨在是限制性或排他性的。尽管本文中采用了特定的术语，但它们只是以一般和描述性含义使用的并且不是进行限制的目的。

Claims (15)

1.一种飞机发动机防结冰屏障组件，所述飞机发动机防结冰屏障组件包括：
滑配接头子组件(99)，该滑配接头子组件具有前端和尾端，所述前端被构造成固定地附接于飞机的发动机(22)的前舱壁，并且所述尾端具有滑动接头(118)；以及
屏障子组件(140)，该屏障子组件穿过尾舱壁进行附接，所述屏障子组件包括两个安装垫(144)，所述两个安装垫被构造成围绕所述滑配接头子组件的所述尾端形成接合式密封附接部，以形成针对所述发动机的发动机入口(26)的屏障(166)。
2.根据权利要求1所述的组件，所述组件还包括被附接于所述尾舱壁并且与所述屏障子组件(140)相邻的蒸汽屏障子组件(170)，所述蒸汽屏障子组件包括保护罩元件(171)和保护罩元件保持器(172)，所述保护罩元件和所述保护罩元件保持器被构造成形成针对所述滑配接头子组件(99)的蒸汽屏障(173)。
3.根据权利要求1所述的组件，其中，所述组件被构造成在温度升至高于大约800华氏度的情况下借助于所述滑动接头(118)来适应所述滑配接头子组件(99)的热膨胀。
4.根据权利要求1至3中的任一项所述的组件，其中，所述滑配接头子组件(99)包括以可滑动的方式接合在外部套管(110)内的内部供应管(102)，所述内部供应管和所述外部套管均具有形成所述滑动接头(118)的尾端，所述滑动接头(118)被构造成适应所述外部套管的所述尾端之后的所述内部供应管的热膨胀。
5.根据权利要求4所述的组件，其中，所述滑动接头(118)包括附接于所述内部供应管(102)的外表面(108b)的一个或更多个支承元件(120)，所述一个或更多个支承元件被构造成与所述外部套管(110)的内表面(116a)滑动地接合，并且其中，所述一个或更多个支承元件将负荷从所述内部供应管传递到所述外部套管。
6.根据权利要求4所述的组件，其中，所述内部供应管(102)和所述外部套管(110)均具有前端，所述前端直接附接于穿过所述前舱壁的前舱壁开口附接的喷嘴组件(194)。
7.根据权利要求6所述的组件，其中，在所述前舱壁处附接的所述内部供应管(102)和所述外部套管(110)使得能够在所述前舱壁处不使用由不能耐受升至高于大约800华氏度温度的材料制成的防泄漏密封元件。
8.根据权利要求1至3中的任一项所述的组件，其中，所述屏障子组件还包括：
上部安装垫子组件(142a)，该上部安装垫子组件包括上部安装垫(144a)，该上部安装垫具有可选的、被附接的上部防磨板元件(152a)；
下部安装垫子组件(142b)，该下部安装垫子组件包括下部安装垫(144b)，该下部安装垫具有可选的、被附接的下部防磨板元件(152b)，所述下部安装垫子组件连接至所述上部安装垫子组件，以形成组装好的安装垫子组件(164)；以及
一个或更多个屏障密封元件(160a、160b)，这些屏障密封元件连接至所述组装好的安装垫子组件；
其中，所述组装好的安装垫子组件被构造成将负荷从所述滑配接头子组件(99)传递到所述尾舱壁中。
9.一种在飞机的发动机(22)内安装飞机发动机防结冰屏障组件的方法，所述方法包括：
在所述飞机的所述发动机内的前舱壁开口和尾舱壁开口之间安装滑配接头子组件(99)，所述滑配接头子组件包括前端和尾端，所述尾端具有滑动接头(118)；
将所述滑配接头子组件的所述前端固定于穿过所述前舱壁开口附接的喷嘴组件(194)；
穿过所述尾舱壁开口安装并且附接屏障子组件(140)，以形成所述尾舱壁的尾侧上的尾舱壁界面；以及
围绕所述滑配接头子组件的所述尾端，将所述屏障子组件的两个安装垫附接成接合式密封附接部，以形成针对所述发动机的发动机入口(26)的屏障(166)。
10.根据权利要求9所述的方法，所述方法还包括：与所述尾舱壁界面相邻地安装并且附接蒸汽屏障子组件(170)，所述蒸汽屏障子组件包括保护罩元件(171)和保护罩元件保持器(172)，所述保护罩元件和所述保护罩元件保持器被构造成形成针对所述滑配接头子组件(99)的蒸汽屏障(173)。
11.根据权利要求10所述的方法，所述方法还包括：用所述蒸汽屏障子组件(170)的所述保护罩元件(171)检测爆管的发生，其中，当在爆管发生期间所述保护罩元件与所述保护罩元件保持器(172)脱离时，所述保护罩元件的脱离指示发生了爆管。
12.根据权利要求9所述的方法，所述方法还包括：将所述飞机发动机防结冰屏障组件构造成在温度升至高于大约800华氏度的情况下借助于所述滑动接头(118)来适应所述滑配接头子组件(99)的热膨胀。
13.根据权利要求9至12中的任一项所述的方法，其中，安装所述滑配接头子组件(99)包括：安装被附接于所述内部供应管(102)的外表面的一个或更多个支承元件(120)，所述一个或更多个支承元件被构造成与外部套管(110)的内表面(116a)滑动地接合，并且通过所述一个或更多个支承元件将负荷从所述内部供应管传递到所述外部套管。
14.根据权利要求9至12中的任一项所述的方法，所述方法还包括：在所述飞机的所述发动机(22)的飞机发动机防结冰屏障系统(100)内使用所述飞机发动机防结冰屏障组件，以为所述发动机的所述发动机入口(26)提供防结冰保护。
15.根据权利要求9至12中的任一项所述的方法，所述方法还包括：围绕所述滑配接头子组件子组件(99)的外表面卷绕前部绝缘组件(192)，将尾部绝缘组件(186)连接至所述滑配接头子组件的所述尾端，以及将夹持元件(190)附接于所述尾部绝缘组件。
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