CN105793542A - 具有灭火系统的飞行器推进组件 - Google Patents

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Abstract

飞行器推进组件(10)，包括发动机(16)、包围发动机的发动机舱(18)和用于对可能在发动机中和/或在发动机舱中发生的火焰进行灭火的系统，该灭火系统包括用于将灭火剂供给到至少一条灭火剂分配管道(36)的装置(34)，至少一个灭火剂分配管道(36)通至发动机的腔(32)中和/或发动机舱的腔(26)中，其特征在于，该推进组件(10)进一步包括用于为所述至少一条管道供给空气以使一个/多个腔通风的装置(48)。

Description

具有灭火系统的飞行器推进组件
技术领域
本发明涉及飞行器推进组件的通风领域。
背景技术
飞行器推进组件包括发动机和包围所述发动机的发动机舱，该发动机一般是涡轮发动机。发动机舱包括旋转对称的壳体，该壳体为围绕发动机的空气流限定了环形流动导管，在双路式涡轮发动机的情况下，该空气流被称为次级流。发动机舱限定了围绕壳体的第一环形腔。推进组件中的一些设备安装在发动机舱中，即，安装在前述的环形腔中，并且可被紧固到所述发动机舱的壳体。发动机舱的外壁一般包括可移除的罩，以便在维护操作期间能够接近该设备。
在双路式涡轮发动机的情况下，发动机包括用于被称为主流的空气流的内环形流动导管。发动机包括旋转对称的同轴的壳体，该壳体被旋转对称的壁包围，在该壁的内部限定了用于次级流的导管。该壁在距发动机壳体一定距离处延伸，并且限定了围绕所述壳体的第二环形腔。一些设备安装在该第二环形腔中。
安装在推进组件中的腔中的设备或多或少地对热敏感并且在运行期间被通风。这尤其是对EEC型机载计算机而言的情况，该计算机使得尤其能够监控发动机的执行器，目的在于使涡轮发动机性能最优化(FR-B1-2960912)。该计算机一般与其它设备(附件齿轮箱(AGB)、交换器等等)一起安装在发动机舱中。
为了使发动机舱中的内腔通风，所述发动机舱包括用于在飞行期间抽吸空气的进气口(scoop)，被抽吸的空气之后穿过发动机舱的空气出口格栅被排出。然而，在地面上，该通风事实上是不存在的，并且发动机舱中的环形空间中的自然对流被证明不足以确保对该发动机舱的设备进行通风。在运行期间，计算机产生显著的热能，无论发动机是否在运行中或者不在运行，该热能必须被耗散。此外，即使当发动机在运行之后不运行时，发动机的热部件继续辐射热量并且使周边的发动机的较凉的部件受热，因此这些较凉的部件在发动机不运行时达到的温度可接近或高于这些部件在发动机运行时的温度。
因此，对即使在发动机不运行时仍能够使推进组件中此类型的腔通风的系统具有实际的需求。
此外，飞行器推进组件设有用于对可能在发动机和/或发动机舱中爆发的火进行灭火的系统。该灭火系统包括用于将灭火剂供给到至少一条管道的装置，所述至少一条管道用于分配所述灭火剂并且通到发动机中的腔和/或发动机舱中的腔中。该灭火系统一般连接到包括传感器的火焰检测系统(火焰检测单元(FDU，firedetectionunit)型)，该传感器安装在发动机和/或发动机舱上，并且用于在至少一个传感器检测到起火时发射警报信号用以引起飞行器飞行员的注意。
在现阶段的现有技术中，灭火系统的管道的唯一的用途是分配灭火剂。由于事实上很少起火，一般从不使用该管道。然而，飞行器推进组件出于安全与认证的原因总是包括所述管道。
本发明对来自现有技术的上文提及的需求提供了一种简单、有效和经济的解决方案。
发明内容
本发明提出了一种飞行器推进组件，该组件包括发动机、包围发动机的发动机舱和用于对可能在发动机中和/或发动机舱中爆发的火焰进行灭火的系统，该灭火系统包括用于将灭火剂供给到至少一条管道的装置，这至少一条管道用于分配所述灭火剂并且通到发动机中的腔和/或发动机舱中的腔中，其特征在于，所述推进组件进一步包括用于将空气供给到所述至少一条管道的装置，以使腔通风。
本发明因此在于为已知的装置给出了一种新的额外的功能。实际上，如现有技术中的情况，如果起火，用于分配灭火系统的灭火剂的管道被用于将该灭火剂分配到推进组件中的腔中。根据本发明，该管道还被用于为该腔/这些腔通风。为此，管道被连接到为管道提供空气流的空气供给装置，该空气流因此通过管道输送到待通风的腔。本发明因此使得能够使用现有的装置(管道)来将通风空气输送到发动机舱中和/或发动机中的腔，该现有的装置被用于与现有技术中(分配灭火剂)完全不同的目的。如上文所描述的，推进组件的灭火系统很少使用。其管道因此可被用于甚至在发动机不运行时为推进组件中的腔通风。实际上，管道的空气供给装置有利地独立于发动机运行，并且因此在发动机不运行时仍可运行。因此，当发动机不运行时，安装在推进组件中的腔中的设备可被通风，并且这使得能够增加该设备的使用寿命。
空气供给装置优选地包括通风扇。该通风扇可以是电动通风扇。
供给装置可通过阀门和/或止回挡板连接到所述至少一条管道。这些供给装置例如可通过Y形旁通管连接到所述管道。
供给装置可被容纳在发动机舱中。
在变型中，供给装置可被容纳在用于将推进组件连接到飞行器的支架(strut)中。推进组件与其支架之间的连接通常由耐火壁构成，该耐火壁适于使可能在推进组件中爆发的火的蔓延被最小化。供给装置因此被保护免于受到可能在发动机舱中爆发的火的损害。
供给装置可被设计成输出介于1到500g/s之间的空气流率。
管道可有利地包括至少一个出口，该至少一个出口布置成靠近发动机舱或发动机的空气进气口。
本发明还涉及一种用于为发动机中的腔和/或为飞行器推进组件的发动机舱中的腔通风的方法，该推进组件包括用于对可能在发动机中和/或在发动机舱中爆发的火焰进行灭火的系统，该灭火系统包括用于将灭火剂供给到至少一条管道的装置，这至少一条管道用于分配所述灭火剂并且通到发动机中的腔中和/或发动机舱中的腔中，其特征在于，所述方法将空气供给到所述至少一条管道。
附图说明
通过阅读以非限制性示例的方式给出的以下说明并且参照附图，本发明将被更好的理解，并且本发明的其它细节、特征和优点将显现，在附图中：
图1是飞行器推进组件的示意性侧视图；
图2是飞行器推进组件的高度示意性的前视图；
图3是对应于图2并示出本发明的实施例的视图；以及
图4是对应于图2并示出本发明的变型的视图。
具体实施方式
首先参照图1，图中示出了飞行器推进组件10，该推进组件包括用于连接到飞行器的结构部分的支架12，在此情况下，该结构部分是飞行器的机翼14。
推进组件10包括涡轮发动机类型的发动机16，该发动机16被发动机舱18包围，发动机舱18限定出用于围绕发动机的次级流的第一环形流动导管20，该发动机包括用于主流的第二内流动导管(未示出)。
发动机16沿流动的方向从上游到下游通常地包括风扇、至少一个压缩模块、燃烧室、至少一个涡轮模块、以及用于排出燃烧气体的排气喷嘴。
发动机16的风扇被发动机舱18的壳体22包围，该壳体22自身被发动机舱的旋转对称的壁24所包围。设备被安装在由发动机舱18的外壁24和壳体22限定的环形腔26中。
压缩模块、燃烧室和涡轮模块包括被旋转对称的壁30包围的外壳体28。该壁30的内部限定出用于次级流的管道20并且在距外壳体28一定距离处延伸，以使得与该外壳体28一同限定出其中容纳设备的环形腔32。
推进组件10进一步包括用于对可能在发动机16中和/或在发动机舱18中爆发的火焰进行灭火的系统。该灭火系统包括用于将灭火剂供给到至少一个用于分配所述灭火剂的管道36的装置34。
如在附图中可见的，该管道36可包括多个入口(在此处的情况下是两个)和多个出口38(在此处的情况下是两个)，多个入口中的每个均连接到供给装置34。在示出的示例中，管道36包括位于发动机舱18中的腔26中的第一出口38和位于发动机16中的腔32中的出口40。在附图中，每个出口38、40是Y形的并且包括两个出口开口，这两个出口开口用于沿基本正切于壳体22或壳体28的方向喷洒灭火剂。出口38优选地布置成靠近发动机舱16的空气进气口(用于在发动机运行时为腔26通风)，出口40优选地布置成靠近发动机的空气进气口(用于在发动机运行时为腔32通风)。
出口38和40被定向成分别与发动机舱18和发动机16的空气进气口协作，以产生沿相似的方向的气流。这使得能够防止灭火剂在完成灭火之前离开待灭火的区域。此外，由于本发明，通过抽吸进气口或通过本发明进行的通风是相似的，并且使得更易于管理通风气流。
管道36是由耐火的材料制成并且尤其耐受极高的温度(例如超过1000℃)。
供给装置34可包括用于灭火剂(例如由二氟二氯甲烷构成的灭火剂)的加压罐，加压罐的出口通过装填系统(例如烟火装填器(pyrotechnicprimer))连接到管道36的入口。该装填系统被飞行器飞行员从飞行器的驾驶舱远程控制。
灭火系统连接到火焰检测系统42(例如，FDU(火焰检测单元)类型的火焰检测系统)，该火焰检测系统连接到传感器44，传感器安装在发动机16上和发动机舱18上，并且每个传感器用于在至少一个传感器检测到起火时发出警报信号，用以引起飞行器飞行员的注意。传感器44例如包括热电偶。
如在图2中所示意性地示出的，供给装置34通常安装在飞行器的周界上，在此处情况下，该周界由虚线46示意性地限定并且包括支架12。管道36从供给装置34延伸到腔26、32。管道36因此必须穿过用于次级流的管道20，并且为此，该管道可被容纳在管状臂中，发动机的中间壳体的支撑系统穿过该管状臂。虚线46代表待被穿过的耐火壁，并且因此在此位置必须有最小数量的管道，以使壁上的开口数量最小化。
现参照图3，该图3示出了本发明的第一实施例。
根据本发明，设置有用于将空气供给到管道36的装置，该空气用于经由管道36输送到腔26、32，以便为所述腔通风。
在示出的示例中，空气供给装置包括电动通风扇48，在电动通风扇的入口52连接到供给装置34的区域中，该电动通风扇48的空气出口50连接到管道36。可通过Y形旁通管(优选地在耐火壁的上游)产生该连接，该Y形旁通管的侧向分支中的一个连接到通风扇48，该Y形旁通管的另一个侧向分支连接到供给装置34，并且该Y形旁通管的中央分支连接到腔26、32。通风扇48与管道36之间的连接可由电磁阀或止回挡板(flap)构成。
通风扇48可被设计以输出介于1到500g/s之间的空气流率。
通风扇48优选地由独立于发动机16的控制装置电气控制，以使得所述通风扇可在发动机不运行时运行。这些控制装置例如被集成在飞行器的电子网络中。
在图3中示出的示例中，通风扇48被容纳在支架12中。
在图4中示出的本发明的变型与上文所描述的实施例的不同之处基本在于，通风扇48被容纳在发动机舱18中，即，容纳在发动机舱的环形腔26中。通风扇48可以由发动机的控制装置来电气控制，该控制装置被设计成在发动机不运行时运行并保持运行。
如图1所示，本发明可应用于被紧固到飞行器的机翼14的推进组件10，使用钟面类比，该飞行器的支架12位于12点钟位置。在变型中并且如图3和图4所示，本发明可应用于被紧固到飞行器的机身的推进组件10，该飞行器的支架12例如位于3点钟位置或9点钟位置。还可设想将本发明应用于其它类型的推进组件，例如应用于至少部分地位于飞行器的机身内部的推进组件。

Claims (9)

1.飞行器推进组件(10)，包括发动机(16)、包围所述发动机的发动机舱(18)和用于对可能在所述发动机中和/或在所述发动机舱中爆发的火焰进行灭火的系统，所述灭火系统包括用于将灭火剂供给到至少一条管道(36)的装置(34)，所述至少一条管道用于分配所述灭火剂并且通到所述发动机中的腔(32)中和/或所述发动机舱中的腔(26)中，其特征在于，所述推进组件进一步包括用于将空气供给到所述至少一条管道以使一个/多个所述腔通风的装置(48)。
2.根据权利要求1所述的推进组件(10)，其特征在于，所述空气供给装置包括通风扇(48)。
3.根据权利要求2所述的推进组件(10)，其特征在于，所述通风扇(48)是电动通风扇。
4.根据前述的权利要求中任一项所述的推进组件(10)，其特征在于，所述空气供给装置(48)通过阀门和/或止回挡板连接到所述至少一条管道(36)。
5.根据前述的权利要求中任一项所述的推进组件(10)，其特征在于，所述空气供给装置(48)被容纳在所述发动机舱(18)中。
6.根据权利要求1至4中任一项所述的推进组件(10)，其特征在于，所述推进组件进一步包括用于将所述推进组件连接到所述飞行器的支架(12)，所述空气供给装置(48)被容纳在所述支架中。
7.根据前述的权利要求中任一项所述的推进组件(10)，其特征在于，所述空气供给装置(48)被设计成输出介于1到500g/s之间的空气流率。
8.根据前述权利要求中任一项所述的推进组件(10)，其特征在于，所述管道(36)包括至少一个出口(38，40)，所述至少一个出口布置成靠近所述发动机舱(18)的或所述发动机(16)的空气进气口。
9.用于为发动机(16)中的腔(32，26)和/或飞行器推进组件(10)的发动机舱(18)中的腔通风的方法，所述推进组件用于对可能在所述发动机中和/或在所述发动机舱中爆发的火焰进行灭火的系统，该灭火系统包括用于将灭火剂供给到至少一条管道(36)的装置(34)，所述至少一条管道用于分配所述灭火剂并且通到所述发动机中的腔中和/或所述发动机舱中的腔中，其特征在于，所述方法包括将空气供给到所述至少一条管道。
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