CN105793159A - 用于为推进组件保留排出流体的装置 - Google Patents

用于为推进组件保留排出流体的装置 Download PDF

Info

Publication number
CN105793159A
CN105793159A CN201480065647.0A CN201480065647A CN105793159A CN 105793159 A CN105793159 A CN 105793159A CN 201480065647 A CN201480065647 A CN 201480065647A CN 105793159 A CN105793159 A CN 105793159A
Authority
CN
China
Prior art keywords
fluid
chamber
wall
volume
propulsion assembly
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201480065647.0A
Other languages
English (en)
Other versions
CN105793159B (zh
Inventor
亚历山大·利昂
吉勒斯·布龙
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
SNECMA SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by SNECMA SAS filed Critical SNECMA SAS
Publication of CN105793159A publication Critical patent/CN105793159A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN105793159B publication Critical patent/CN105793159B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/32—Collecting of condensation water; Drainage ; Removing solid particles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/14—Windows; Doors; Hatch covers or access panels; Surrounding frame structures; Canopies; Windscreens accessories therefor, e.g. pressure sensors, water deflectors, hinges, seals, handles, latches, windscreen wipers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/14—Windows; Doors; Hatch covers or access panels; Surrounding frame structures; Canopies; Windscreens accessories therefor, e.g. pressure sensors, water deflectors, hinges, seals, handles, latches, windscreen wipers
    • B64C1/1407—Doors; surrounding frames
    • B64C1/1453—Drain masts
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/75—Shape given by its similarity to a letter, e.g. T-shaped
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/60—Fluid transfer
    • F05D2260/602—Drainage

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Wind Motors (AREA)
  • Other Liquid Machine Or Engine Such As Wave Power Use (AREA)
  • Warehouses Or Storage Devices (AREA)
  • Loading And Unloading Of Fuel Tanks Or Ships (AREA)

Abstract

本发明涉及一种用于为推进组件保留排出流体的装置(110)，包括用于储存排出流体的腔以及安装在所述腔的开口处的两个壁(118，120)，腔具有在装置处于大体竖直位置时的流体储存容积V1，并且每个壁被配置成使得：在装置处于大体水平位置时在腔中限定出流体储存容积(分别为V2和V3)，容积V2和V3中的每个至少等于容积V1。本发明还涉及一种推进组件，包括用于保留排出流体的装置。

Description

用于为推进组件保留排出流体的装置
技术领域
本发明涉及一种用于为推进组件保留排出流体的装置，这些流体例如为油、水和/或燃料。
背景技术
现有技术包括文献US-A-5,285,636和WO-A1-98/12107。
飞机推进组件通常具有用于将流体(油、水和/或燃料)从发动机排出以防止这些流体聚积并扰乱发动机的运行的构件。由于动态密封技术(泵、AGB、阻气门、致动器，等)不允许完全地密封的事实，因此需要排出油和燃料。因此，穿过动态密封件的流体必须被排出以防止它们泄露到发动机中。水被排出以防止产生保水区域，而保水区域经常会导致腐蚀。
在当前的技术水平下，排出流体能被直接排放到外部。用于将流体从发动机中排出的构件也可通过传输构件(诸如导管)被连接至保留箱，保留箱包括用于储存排出流体的腔。该保留箱位于推进组件内。它被附接至发动机，并且通常位于推进组件的下部部分中以使得排出流体流入传输构件中并由于重力而流入储存腔中。
推进组件进一步包括用于将排出流体排放到外部的排水杆(mast)。该杆由短舱支撑并朝向短舱的外部突出。所述杆以面向保留箱的方式也位于推进组件的下部部分中，并收集从箱退出的流体。杆包括下端部，该下端部包括用于将流体排放到短舱外部的孔。当保留箱中的储存腔被排空时，流体被排放到远至杆的开口并随后被排放至推进组件的外部。
在一些推进组件中，罩的打开动力学未给出手动触及保留箱，也不允许传输构件和所述箱之间的密封液压连接。可设想的是，不使所述推进组件配备有保留箱，在这种情况下，所述流体一被收集，所述传输构件的出口就将与杆相对地直接打开，并将排出流体排放到杆的区域中。然而，尤其为在所述流体被排放到推进组件的外部时具有更好的控制，一些飞行器制造商想要它们的涡轮发动机具有用于保留排出流体的箱。
这个问题的一种解决方案将包括：将保留箱集成在排水杆中；所述杆因而将包括用于储存流体的腔。然而，排水杆被附接至短舱的能拆卸的罩，该罩具有圆筒的一部分的形状，并且沿其纵向边缘中的一个关于大致水平的轴线被铰接。罩能从短舱的关闭位置移动到短舱的打开位置(例如用于维护操作)，在短舱的关闭位置，杆处于较低的位置并具有大体竖直的定向，在短舱的打开位置，罩关于其铰接轴线移动约+90°的角度，并且杆处于侧向位置并具有大体水平的定向。如果杆在其腔中包括流体，所述流体将被排放至地面，而罩被移动并打开，这是有问题的。
如果飞行器具有两个侧向涡轮发动机，这两个涡轮发动机会被这个问题所影响。涡轮发动机中的一个的短舱罩能关于其铰接轴线移动约+90°的角度，并且另一涡轮发动机的短舱罩能关于其铰接轴移动约-90°的角度。即使一种解决方案被确定为用于将流体保留在一个罩的杆中，然而这种解决方案并不一定能有效地将流体保留在另一罩的杆中。
本发明提供了一种应对这种问题的简单、有效且经济的解决方案。
发明内容
为此，本发明提出了一种用于为推进组件保留排出流体的装置，该装置包括限定出腔的主体，该腔意在用于储存排出流体并在所述装置处于第一位置时具有容积V1，该第一位置例如为大体竖直的，所述腔包括上部开口，流体穿过上部开口被传输到腔中，其特征在于，该装置包括处于所述开口的区域中的两个壁，第一壁被设计成限定出用于在装置处于第二位置时将流体储存在腔中的容积V3，该第二位置关于大体水平的轴线处于距第一位置的正角度处，第二壁被设计成限定出用于在装置处于第三位置时将流体储存在腔中的容积V2，该第三位置关于大体水平的轴线处于距第一位置的负角度处，每个容积V2和V3至少等于容积V1。
根据本发明的装置是尤其有利的，因为安装在开口的区域中的壁将排出流体保留在储存腔中并因此防止它们在装置移动(无论装置沿哪个方向移动，即，例如沿支撑所述装置的短舱罩的打开方向移动)时被排放。由壁限定的储存容积至少等于腔的特定容积，这能够甚至在腔被充满时保留所有的流体。
在本申请中，“正角度”应被理解成指绕旋转轴线沿一方向的旋转移动的角度，并且“负角度”应被理解成指绕旋转轴线沿相反方向的旋转移动的角度。
根据一个实施例，装置的壁至少部分地定位成一个置于另一个上方并在其间限定出空间。
两个壁可以是上部壁和下部壁。上部壁可限定出用于将流体引入至所述空间中的孔。
优选地，所述孔在一个侧部上从腔的竖直中平面偏移。如将在以下方面中描述的，这使得能够增加用于将流体储存在腔中的容积。
下部壁可在上部板中的孔的下方延伸，并限定出用于使流体从空间流动到腔的通道。穿过上部壁中的孔的流体因此落在下部壁上并经由由下部壁限定的通道被引导至腔。该通道可由下部壁的外周边缘上的凹口形成。
优选地，所述通道在与上部壁中的上述的孔的侧部相反的侧部上从腔的竖直中平面偏移。这也使得能够增加用于将流体储存在腔中的容积，如将在下文中详细描述的。
下部壁可相对于上部壁是倾斜的。当推进组件运行时，优选地，下部壁相对于水平面是倾斜的，以使落在下部壁上的流体由于重力而从上述的通道流动到所述壁上。
该装置可包括用于将腔的溢流排出的导管，所述导管的一个端部通向所述空间。
优选地，壁为金属板或片。它们可具有总体为平行六面体的形状。壁可通过焊接或钎焊被附接至主体。
本发明还涉及一种推进组件，其特征在于，该推进组件包括上述的装置，所述装置被附接至能拆卸的短舱罩，该能拆卸的短舱罩关于大体水平的轴线被铰接至推进组件的元件。
如将在下文中详细描述的，该装置可以呈杆的形状，该杆由推进组件的短舱支撑并在短舱的外表面上突出。该杆可具有空气动力学的轮廓。
附图说明
通过阅读以非限制性示例给出并参照附图的以下描述，本发明将被更好的理解，并且本发明的其它细节、特征和优点将变得清楚，在附图中：
-图1为根据本发明的飞行器推进组件的示意性透视图；
-图2为图1的推进组件的部分的轴向截面中的且透视的示意性放大图；
-图3和图4为涡轮发动机短舱罩的部分的高度示意性横截面视图，并且示出了该罩的两个不同位置：分别为短舱的关闭位置和打开位置；
-图5至图7为根据本发明的用于保留流体的装置的高度示意性横截面视图，并且示出了该装置的三个不同位置：分别为竖直位置、第一水平位置(装置沿一个方向移动90°)以及第二水平位置(装置沿相反方向移动90°)，以及
-图8和图9为根据本发明的装置的一个实施例的示意性透视图。
具体实施方式
在以下的描述中，术语“上游”和“下游”是指气体在推进组件中的流动方向，术语“径向内部”和“径向外部”是指推进组件的纵向角度，并且术语“下部”和“上部”用于在所述部件处于大体竖直的位置时来描述部件的元件。
首先参考图1，图1示出了飞行器推进组件10，飞行器推进组件10包括由短舱14围绕的发动机12(诸如由虚线示意性示出的旁路涡轮喷气发动机)。
发动机12沿气体的流动方向从上游到下游(在附图中从左到右)包括：扇叶、压缩机、燃烧室、涡轮、以及用于喷射燃烧气体的排气喷嘴。短舱14包括空气入口、罩以及换流器，这限定出推进组件的外表面。
推进组件10包括用于保留排出流体的装置16，所述装置呈杆16的形状，杆16大体上被径向地定向并在短舱14的外表面上突出。所述杆位于推进组件的下部部分中，并按照时钟的钟面处于六点钟(6h)方向。
许多类型的流体围绕推进组件10流动，这些许多类型的流体尤其为燃料、用于润滑旋转部件的轴承的润滑油、以及可通过通风斗汲取或由发动机中的冷凝形成的水。
在运行期间，所述流体被排出以使它们不进行收集并且不会干扰推进组件的运行。推进组件包括用于排出所述流体的构件(诸如引流管)，该构件通过用于传输流体的构件(诸如导管18)被连接至保留杆16。
如图3和图4中示意性地示出，杆16由短舱的罩14'支撑，在这种情况下，所述罩14'具有半圆筒形的形状并且通过其纵向边缘20中的一个关于大体水平的轴线22被铰接。罩14'可关于轴线22从短舱的关闭位置(图3所示)旋转至短舱的打开位置(图4所示)。这两个位置之间的角度可约为90°。
在图3的关闭位置，杆16位于导管18下方，导管18被刚性地连接至发动机，并且杆16的中平面P具有大体竖直的定向。在图4的打开位置，杆16位于侧部上(附图的左侧)，并且杆16的中平面P具有大体水平的定向。被刚性连接至发动机的导管18不会防止杆16中保持的流体被排放到地面。
如果图3和图4中示出的短舱将被设置在飞行器的一个侧部上的推进组件上，位于飞行器的另一侧部上的推进组件将包括短舱，如果罩处于短舱的打开位置，短舱的杆将位于另一侧部(右侧)上。
本发明提出凭借保留杆或装置来克服现有技术的缺点，该保留杆或装置保证其所保持的排出流体被保留而不论支撑所述装置的罩的(打开或关闭)位置。
图5至图7以高度示意性的方式示出了根据本发明的用于保留排出流体的装置110。
装置110包括主体112，主体112限定出用于储存排出流体的腔114，所述主体在其上部部分中包括开口116，流体意在穿过开口116被引入至腔114中。根据本发明，两个壁118、120被安装在开口116的区域中，并且意在确保在装置的上述位置(即，当装置大体水平时)将流体保留在腔中。
壁118、120分别被安装成一个置于另一个上方并且因此是叠置的。所述壁在其间限定出空间122，进入装置的排出流体在空间122中流动。
上部壁118在开口116的上方延伸，并包括用于将流体引入至腔中的孔124。壁118在装置110处于其运行位置(即处于图5中的位置)时是大体水平的。
下部壁120相对于上部壁118是倾斜的，并因此相对于水平线是倾斜的。壁120的上部部分位于孔124的正下方，并且其下部部分与主体一同限定出用于使流体从空间122流动至腔114的通道126。
如在图5中可见，上部壁118中的孔124在一个侧部上从装置的竖直中平面P偏移，并且由下部壁120限定出的通道126在另一侧部上从所述平面P偏移。
由主体限定的腔114具有容积V1。该容积V1在装置110具有竖直定向时被限定出，如图5所示。该容积V1具体取决于主体的形状和尺寸，还取决于用于将腔的溢流排放的构件128的位置。在所示的示例中，这些构件128在壁118、120之间通向空间122。
下部壁120被设计成：在装置110被大体水平地定向在图6所示的位置(支撑该装置的罩关于其旋转轴线移动例如+90°)时限定出用于将流体储存在腔114中的容积V2。该容积V2具体取决于主体的形状和尺寸，还取决于由壁120限定的通道126的位置、形状和尺寸。因此，通道126从平面P的偏移能够使容积V2增大。该容积V2大于或等于容积V1。
上部壁118被设计成：在装置110被大体水平地定向在图7所示的位置(承载该装置的罩关于其旋转轴线移动例如-90°)时限定出用于将流体储存在腔114中的容积V3。该容积V3具体取决于主体的形状和尺寸，还取决于构件128和孔124的位置、形状和尺寸。因此，孔124从平面P的偏移能够使容积V3增大。该容积V3大于或等于容积V1。
图8和图9示出了根据本发明的保留装置110的实施例，在这种情况下，所述装置110呈杆的形状，该杆包括上部板130和下部突出部分132，上部板130用于附接至短舱的罩，下部突出部分132意在于罩的外表面上大体径向地突出。在这种情况下，板130和突出部分132由单件的主体112形成。
突出部分132是中空的，并在内部包括限定出装置的腔的大部分容积的隔室。
板130具有大体上为平行六面体的形状并被大体水平地布置在运行位置。板大体在其中间包括大体上为平行六面体的凹部134，凹部134在突出部分132的隔室的上方延伸并与所述隔室连通以便限定出装置的腔。凹部134在板130的上表面136上开口并在腔中形成开口116。
板130进一步包括用于将腔的溢流排放的导管146，该导管通向凹部134。导管146形成于板130的主体中，并且其上端部通向板的上表面136。
如上所述，装置110包括两个壁118、120，在这种情况下，两个壁118、120呈板的形状并被安装在装置的凹部134中或被安装在装置的凹部134上。
上部板118在图8中示出，图8还示出了下部板120。图9中仅示出了下部板120。
上部板118(图8)具有总体矩形的形状并且意在例如通过焊接被附接至板130以便覆盖凹部134。上部板大体上与板的上表面136平行地延伸，并且因此在操作期间是大体水平的。这里，上部板118几乎覆盖板的全部的上表面136并封闭导管146的上端部。板118和板的上表面136之间的密封能被提供以确保在三个位置良好地保留流体。
该板120包括用于将排出流体引入至腔中的孔124。在所示的示例中，该孔124沿凹部134的侧部中的一个具有细长形状。
下部板120(图8和图9)具有总体矩形的形状并且意在被安装在凹部134的内部。优选地，板120例如通过焊接被附接至板118。
板118、120在其间限定出空间122，排出流体在空间122中流动(图8)并且溢流的端部146通向空间122(图9)。
板120限定出用于使排出流体从空间122流动到腔的通道126。如在图9中可见，通道126位于相对于平面P与孔124相反的侧部上。
板120相对于板118是倾斜的。
排出流体通过导管18被引导并流动穿过板118中的孔124。所述流体落在下部板120上，并且由于重力而流动至通道126，随后流动到腔中。
在所示的示例中，当装置110处于运行位置时(在该运行位置，中平面P是竖直的)，储存在腔中的流体的最大容积对应于流体在板120的区域中所达到的容积。
当包括流体容积的装置110被移动至如图6所示的第一水平位置(并且经历例如+90°的运动，中平面P是水平的)时，全部或大部分的流体容积由下部板120保留，并且其余的部分穿过通道126进入板之间的空间122中。
当包括流体容积的装置110被移动至如图7所示的第二水平位置(并且经历例如-90°的运动，中平面P是水平的)时，较大部分的容积穿过由通道126限定的通道进入板之间的空间122中，并由上部板118所保留。

Claims (10)

1.装置(110)，用于为推进组件保留排出流体，所述装置(110)包括限定出腔(114)的主体，所述腔(114)意在用于储存排出流体并在所述装置处于第一位置时具有容积V1，所述第一位置例如为大体竖直的，所述腔包括上部开口，所述流体穿过所述上部开口被传输到所述腔中，其特征在于，所述装置包括处于所述开口的区域中的两个壁(118，120)，第一壁(118)被设计成限定出用于在所述装置处于第二位置时将流体储存在所述腔中的容积V3，所述第二位置关于大体水平的轴线处于距所述第一位置的正角度处，第二壁(120)被设计成限定出用于在所述装置处于第三位置时将流体储存在所述腔中的容积V2，所述第三位置关于大体水平的轴线处于距所述第一位置的负角度处，每个容积V2和V3至少等于所述容积V1。
2.根据权利要求1所述的装置(110)，其特征在于，所述壁(118，120)至少部分地定位成一个置于另一个之上并在其间限定出空间(122)。
3.根据权利要求2所述的装置(110)，其特征在于，所述两个壁为上部壁(118)和下部壁(120)，所述上部壁限定出用于将流体引入至所述空间(122)中的孔(124)。
4.根据权利要求3所述的装置(110)，其特征在于，所述孔(124)在一个侧部上从所述腔(114)的竖直中平面(P)偏移。
5.根据权利要求3或4所述的装置(110)，其特征在于，所述下部壁(120)在上部板(118)中的孔(124)的下方延伸，并限定出用于使流体从所述空间(122)流动到所述腔(114)的通道(126)。
6.根据权利要求4和5所述的装置(110)，其特征在于，所述通道在与所述孔(124)的侧部相反的侧部上从所述腔(114)的竖直中平面(P)偏移。
7.根据权利要求3至6中任一项所述的装置(110)，其特征在于，所述下部壁(120)相对于所述上部壁(118)是倾斜的。
8.根据权利要求2至7中任一项所述的装置(110)，其特征在于，所述装置(110)包括用于将所述腔(114)的溢流排出的导管(146)，所述导管的一个端部通向所述空间(122)。
9.根据前述权利要求中任一项所述的装置(110)，其特征在于，所述壁(118，120)通过焊接或钎焊被附接至所述主体。
10.推进组件，其特征在于，所述推进组件包括根据前述权利要求中任一项所述的装置(110)，所述装置被附接至短舱(14)的能拆卸的罩(14')，所述能拆卸的罩(14')关于大体水平的轴线(22)被铰接至所述推进组件的元件。
CN201480065647.0A 2013-12-04 2014-12-02 用于为推进组件保留排出流体的装置 Active CN105793159B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1362079 2013-12-04
FR1362079A FR3014134B1 (fr) 2013-12-04 2013-12-04 Dispositif de retention de fluides draines pour un ensemble propulsif
PCT/FR2014/053136 WO2015082833A1 (fr) 2013-12-04 2014-12-02 Dispositif de retention de fluides draines pour un ensemble propulsif

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN105793159A true CN105793159A (zh) 2016-07-20
CN105793159B CN105793159B (zh) 2018-01-12

Family

ID=50137843

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201480065647.0A Active CN105793159B (zh) 2013-12-04 2014-12-02 用于为推进组件保留排出流体的装置

Country Status (8)

Country Link
US (1) US10301973B2 (zh)
EP (1) EP3077289A1 (zh)
CN (1) CN105793159B (zh)
BR (1) BR112016012226B1 (zh)
CA (1) CA2931310C (zh)
FR (1) FR3014134B1 (zh)
RU (1) RU2667109C1 (zh)
WO (1) WO2015082833A1 (zh)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108657447A (zh) * 2017-03-28 2018-10-16 波音公司 空气动力学排水装置
CN112368210A (zh) * 2018-06-14 2021-02-12 赛峰飞机发动机公司 用于飞行器发动机的排放的机载箱

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3082560B1 (fr) * 2018-06-14 2020-08-28 Safran Aircraft Engines Systeme embarque et procede pour le drainage d'un moteur d'aeronef
FR3082507B1 (fr) 2018-06-14 2022-01-28 Safran Aircraft Engines Dispositif et procede de vidange et surveillance de fluide draine d'un moteur d'aeronef
EP3798113B1 (en) 2019-09-30 2023-03-29 Rohr, Inc. Fluid drainage system for an aircraft propulsion system
US11268637B2 (en) 2019-11-05 2022-03-08 Rohr, Inc. Drain mast seal assembly with seal wedge(s)
IT202100003647A1 (it) * 2021-02-17 2022-08-17 Nuovo Pignone Tecnologie Srl Serbatoio di contenimento di allagamento
CN114215645B (zh) * 2021-11-29 2023-04-18 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机放油磁塞体结构

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5285636A (en) * 1992-10-28 1994-02-15 General Electric Company Diagnostic drain mast for a gas turbine engine
US5996938A (en) * 1998-03-13 1999-12-07 Alliedsignal Inc. APU compartment drain system
CN101631718A (zh) * 2007-03-12 2010-01-20 空中客车英国有限公司 除水系统
CN101960122A (zh) * 2008-02-29 2011-01-26 斯奈克玛 热交换器系统
CN103224018A (zh) * 2012-01-26 2013-07-31 空中客车西班牙运营有限责任公司 飞行器的辅助动力单元的舱的排液管架

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4149372A (en) * 1976-12-16 1979-04-17 United Technologies Corporation Fuel reclaiming system
US4506851A (en) * 1981-09-30 1985-03-26 The Boeing Company Drain apparatus for aircraft
RU1132619C (ru) * 1983-08-16 1994-05-15 Акционерное общество "Авиадвигатель" Топливная дренажная система двухконтурного турбореактивного двигателя
US4715561A (en) * 1986-11-03 1987-12-29 East/West Industries, Inc. Drain assembly for aircraft
US5054282A (en) * 1989-02-28 1991-10-08 United Technologies Corporation Drain assembly
US5095617A (en) * 1989-02-28 1992-03-17 United Technologies Corporation Method for forming a drain assembly
US5104069A (en) * 1990-10-29 1992-04-14 The Boeing Company Apparatus and method for ejecting matter from an aircraft
US5980756A (en) * 1996-09-20 1999-11-09 Tracy; Thomas R. Treatment method and system for aircraft toilet waste water
RU2141049C1 (ru) * 1998-02-23 1999-11-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Топливная дренажная система газотурбинного двигателя
US6578361B1 (en) * 2001-08-30 2003-06-17 General Electric Co. Methods and apparatus for determining engine cavity leakage
US6571562B2 (en) * 2001-10-08 2003-06-03 Honeywell International Inc. Witness drain valve
FR2864031B1 (fr) * 2003-12-18 2006-03-31 Airbus France Drain notamment pour mat support de reacteur
US7651055B2 (en) * 2005-05-05 2010-01-26 Honeywell International Inc. Non-streaking drainmast
GB2446147B (en) * 2007-01-30 2009-02-18 Rolls Royce Plc Aeroengine drain assembly

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5285636A (en) * 1992-10-28 1994-02-15 General Electric Company Diagnostic drain mast for a gas turbine engine
US5996938A (en) * 1998-03-13 1999-12-07 Alliedsignal Inc. APU compartment drain system
CN101631718A (zh) * 2007-03-12 2010-01-20 空中客车英国有限公司 除水系统
CN101960122A (zh) * 2008-02-29 2011-01-26 斯奈克玛 热交换器系统
CN103224018A (zh) * 2012-01-26 2013-07-31 空中客车西班牙运营有限责任公司 飞行器的辅助动力单元的舱的排液管架

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108657447A (zh) * 2017-03-28 2018-10-16 波音公司 空气动力学排水装置
CN112368210A (zh) * 2018-06-14 2021-02-12 赛峰飞机发动机公司 用于飞行器发动机的排放的机载箱

Also Published As

Publication number Publication date
RU2667109C1 (ru) 2018-09-14
FR3014134A1 (fr) 2015-06-05
FR3014134B1 (fr) 2015-12-11
WO2015082833A1 (fr) 2015-06-11
US20170002689A1 (en) 2017-01-05
BR112016012226A2 (zh) 2017-08-08
EP3077289A1 (fr) 2016-10-12
CN105793159B (zh) 2018-01-12
CA2931310C (fr) 2022-09-27
US10301973B2 (en) 2019-05-28
BR112016012226B1 (pt) 2022-07-05
CA2931310A1 (fr) 2015-06-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN105793159A (zh) 用于为推进组件保留排出流体的装置
US10072569B2 (en) Gas turbine engine oil tank
RU2670711C9 (ru) Патрубок для отвода дренажных жидкостей для силовой установки
US8192143B2 (en) Gearbox assembly
RU2486106C2 (ru) Воздухозаборник для установки выше по потоку от среднего элемента гондолы двигателя летательного аппарата и гондола, оборудованная таким воздухозаборником
US10532802B2 (en) Propulsion assembly comprising a box for retaining drained fluids
EP2508782A1 (en) Check valve
EP3029298B1 (en) Turbomachine air inlets with liquid separation
US20160032748A1 (en) Guide blade for a gas turbine
US8961100B2 (en) Valve for controlling flow of a turbomachine fluid
US9802708B2 (en) Aircraft low clearance fluid check valve
JP6905642B2 (ja) 一体化ドレインマスト構造
EP3798113B1 (en) Fluid drainage system for an aircraft propulsion system
EP3508708B1 (en) Turbocharger
US20140084107A1 (en) Flexible and fireproof APU drainage device
KR20150101931A (ko) 통합형 서모스탯 밸브 및 과급 공기 쿨러 덮개 조립체
KR101781731B1 (ko) 자세 변화시 오일 누출이 방지되는 환기라인을 구비한 윤활 회로
JP4268134B2 (ja) 液体噴射圧縮機要素のための入口部品
CN107339182A (zh) 一种带有过滤结构的汽车柴油燃油泵

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant