CN105992733B - 用于推进组件的排泄流体排放桩 - Google Patents

用于推进组件的排泄流体排放桩 Download PDF

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Abstract

用于推进组件(10)的排泄流体排放桩(16)包括排泄流体储存腔以及用于排放容纳在所述腔中的流体的至少一个孔口(32)，其特征在于，该桩包括用于检测与桩外部的压力差的装置(36，38)以及用于排泄该腔的部件，该部件能在排放孔口的第一关闭位置和该孔口的第二释放位置之间移动，该部件配置成当所述压力差大于或等于预定值时从第一位置移动到第二位置。

Description

用于推进组件的排泄流体排放桩
技术领域
本发明涉及用于排放飞机推进单元的排泄流体的桩，该飞机推进单元尤其包括被吊舱围绕的发动机(例如涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机)。
背景技术
飞机推进单元通常配备有用于从发动机排泄流体(油、水和/或燃料)以防止这些流体积聚并干扰发动机的运行的装置。油和燃料通过不会提供完美密封的动态密封技术(泵、AGB、计量设备、致动器等)排泄。因此需要排泄经过动态密封的流体以防止泄漏到发动机中。排泄水以避免经常导致腐蚀的保留区域。
在现有技术中，排泄流体可直接排放到外部。用于从发动机排泄流体的装置还可通过传输装置(例如管道)连接到包括排泄流体储存腔的保留箱。该保留箱位于推进单元中。它固定到发动机并且通常位于推进单元的下部部分处，以使排泄流体通过重力在传输装置中流动，并流动到远至储存腔。
推进单元进一步包括用于将排泄流体排放到外部的排泄桩。该桩由吊舱承载并朝向吊舱的外部突出。它与蓄积箱相对地位于推进单元的下部部分处，并回收从该箱中涌现的流体。桩包括底端，底端包括用于将流体排放到吊舱的外部的孔口。当清空保留箱的储存腔时，流体排放到桩中的开口、然后排放到推进单元的外部。
然而，保留箱的容积受到限制(刻意限制容积以限制发动机环境的空间需求)。因此保留箱不能无限地收集排泄流体，并且一些飞机制造商要求当飞机在地面上以及在正常操作时不应该放出流体。因此，一个方案包含当飞机在飞行时排泄保留箱，该排放能够由发动机计算机(FADEC)或者油或燃料系统中的特定压力条件自动地控制。
然而，该方案不能完全令人满意，原因是：在缺少命令时，不清空保留箱，以及当飞机在地面上时可通过流体的溢流而从该箱排放流体。
本发明提出通过用于保留推进单元的排泄流体的系统来应对该问题的简单、有效且经济的方案，该系统配备有自主排放器，也就是说，该系统运行，但无需发动机计算机的介入或者不必对发动机的系统上的压力进行测量。
发明内容
为此，本发明提出用于排放推进单元的排泄流体的桩，该桩包括用于储存排泄流体的腔以及用于排放容纳在储存腔中的流体的至少一个孔口，其特征在于，所述桩包括用于测量桩外部的压力差的装置以及用于排泄储存腔的构件，该构件能够在关闭排放孔口的第一位置和释放该孔口的第二位置之间移动，所述构件配置成当所述压力差大于预定值时从第一位置移动到第二位置。
本发明特别有利，因为它使得能够使用诸如为外部动态压力的压力差并因此使用飞机的速度来触发保留桩的排泄和流体的排放。这是因为桩外部的动态压力根据飞机的速度改变。当飞机静止时，动态压力为零，构件处于其第一位置。飞机的速度增加得越大，动态压力增加得越大。桩设计成：使得当动态压力已经达到某个阈值时，也就是说，当飞机已经达到某个飞行速度(构件然后处于其第二位置)时，致动桩的排泄。因此，在飞行时自主地执行桩的排泄，这限制了当飞机在地面上时排泄流体减少的风险。
有利地，桩包括用于测量桩外部的总压力的第一装置以及用于测量桩外部的静态压力或伪静态压力的第二装置。在航空学中，动态压力与静态压力相加以产生总压力。动态压力等于总压力和静态压力之间的差。将在下文中详细说明静态压力和伪静态压力之间的差异。“伪静态”压力是围绕空气动力学外形的最大负压的位置处的总压力，其对应于比静态压力小的最小总压力。该负压随着飞机速度而增加。
根据本发明的一个实施例，构件能够在桩中的凹部中平移地移动，并包括或承载在凹部的内部将两个室分隔的横向元件，第一室连接到所述第一压力测量装置，第二室连接到所述第二压力测量装置。因此第一室受到总压力，第二室受到静态压力或伪静态压力。
构件可通过弹性返回装置而在其第一位置起作用。在本发明的具体实施例中，动态压力在横向元件上施加必须大于弹性装置的回程力的力，以使构件从其第一位置移动到其第二位置。
构件及其元件可设计为：使得当两个室之间的压力差小于6kPa(其对应于空气流围绕桩的速度(大约80m.s-1))时，构件保持在其第一关闭位置，以及当两个室之间的压力差大于12kPa(大约120m.s-1)时，构件保持在其第二打开位置。在这些值之间，构件可从第一位置移动到第二位置，反之亦然。
第一压力测量装置和第二压力测量装置中可各自包括在桩的外部形成的通气道孔口。
优选地，第一测量装置通过包括至少两个部件的管道连接到第一室，中所述至少两个部件中的一个相对于另一个倾斜或垂直。这限制了以下风险：易于进入第一压力测量装置中的孔口的微粒到达第一腔并干扰动态压力的测量。意在使这些微粒困在管道中。
优选地，根据本发明的桩具有空气动力学外形，诸如为双凸对称型的NACA外形。
NACA外形非常局部地使流体加速，这导致局部的负压。同样地，NACA外形在停止表面上非常局部地使流体减速，这导致局部超压。因此，外形上的最小压力点和最大压力点之间的压力差变得大于动态压力。例如，在理论的NACA0018外形的情况下，该压力差可计算为大于或等于动态压力的1.6倍。该压力差用于通过施加表面控制打开机制。这具有增加可用控制压力并因此对于相同的合力获得紧凑度的优点。
第一测量装置可位于外形的前缘上，在该前缘上发现最大总压力等于静态压力和动态压力之和。第二测量装置可位于外形的一个侧部上。有利地，第二测量装置位于外形的以下区域中：在该区域，压力系数Cp具有大体上最大的值，此时，负压处于其最大值，并且因此测量的压力处于最小值。在这个级测量的压力随后被称为伪静态压力。因此，伪静态压力可被认为是外形的以下区域上的压力：在该区域，负压处于其最大值，并且因此总压力处于最小值。
本发明还涉及推进单元，其特征在于，所述推进单元包括如上所述的桩。
优选地，桩相对于推进单元的纵向轴线具有大体上径向的定向，并在推进单元的吊舱的外表面上至少部分地突出。测量装置可位于桩的径向外端附近。
本发明还涉及用于设计如上所述的桩的方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：
-确定桩的空气动力学外形，诸如为双凸对称型的NACA外形，
-将测量最大压力的第一装置定位在外形的前缘上，
-通过计算确定压力系数Cp沿着外形的分布，并由此推导出外形的以下区域：在该区域，该系数具有大体上最大的值，以及
-将用于测量最小压力的第二装置定位在所述区域中。
附图说明
从阅读通过非限制性的示例并参照附图的以下描述，将更好地理解本发明，并且本发明的其他细节、特征和优点将显露出来，在附图中：
-图1是根据本发明的飞机推进单元的示意性透视图；
-图2是处于较大比例的、图1的推进单元的轴向截面中的且透视的局部示意图；
-图3和图4是根据本发明的排放桩的示意性透视图；
-图5是图3和图4的排放桩的轴向截面中的示意图；
-图6和图7是根据本发明的排放桩的轴向截面中的高度示意性视图，并示出了其排泄构件的两个不同位置；以及
-图8是示出压力系数Cp沿着具有NACA外形的排放桩的变化的图形，NACA外形再现在该图形下方，正的Cp对应于负压区域以及负的Cp对应于超压。
具体实施方式
首先参照图1，图1描绘了飞机推进单元10，飞机推进单元10包括安装在吊舱14内部的发动机12(诸如通过虚线示意性地描绘的旁路涡轮喷气发动机)。
发动机12沿着气体的流动方向从上游到下游(在图中从左到右)包括空气入口、扇叶、至少一个压缩机、燃烧室、至少一个涡轮、以及用于喷射燃烧气体的管道。吊舱14包括限定推进单元的外表面的罩。
涡轮发动机10包括用于排放排泄流体的桩16，该桩具有大体径向的定向(相对于推进单元的纵向轴线)并且在吊舱14的外表面上突出。该桩位于推进单元的底部部分处，以时钟的钟面类比，其位于6点钟(六点钟)位置。
多种类型的流体在涡轮发动机10中流通，多种类型的流体具体为用于供应室和气体的燃烧的燃料、用于润滑旋转部件的轴承的油、以及可通过通风斗吸出的或者通过冷凝在发动机上形成的水。
在操作中，排泄这些流体，以防止它们积聚并干扰推进单元的运行。涡轮发动机包括用于排泄这些流体的装置(例如排泄管)，该装置通过流体传输装置(例如管道18)连接到用于保留这些流体的箱，这里该箱集成在排放桩中。
在图2至图4中更清楚地可看见的，排放桩16在其径向外端处包括用于固定到吊舱14的板22。
板22具有大体为平行六面体的形状并固定到吊舱14的罩。板包括孔口24，孔口24与吊舱上的孔口26对齐以用于使螺钉和螺母型的装置经过。桩16具有空气动力学外形并穿过吊舱中的径向开口28。桩16通过从吊舱的内部朝向外部径向移动直到板22支承在吊舱的内表面上而安装在该开口中。可提供意在被压缩在板和吊舱之间的密封件。
桩16进一步包括用于储存排泄流体的内腔30。
桩16的板22包括用于连接管道18的将排泄流体带到腔30的出口的装置。这些连接装置包括安装有管道18的出口的通道，这些通道的径向外端形成在板22的径向外表面上，以及它们的径向内端形成在腔30中(图5)。
考虑到排泄所述腔，腔30可放置为与用于排放容纳在该腔中的流体的孔口32流体连通。
根据本发明，腔30的排泄通过可移动构件自主地执行，该可移动构件的致动取决于桩外部的动态压力并因此取决于配备有推进单元的飞机的速度。
腔30包括用于容纳该构件的凹部34，该构件能够在关闭孔口32的第一位置和释放该孔口的第二位置之间移动。
桩16包括用于测量桩外部的动态压力的装置36、38，该构件意在当动态压力大于或等于预定值时从第一位置移动到第二位置。
在任何流体流动时，只要流体处于移动中，在滞止压力和静态压力之间产生压力差。在这种情况下，只要飞机的速度超过给定的阈值，该压力差施加到该构件的表面，以生成足够的力来激活桩的排泄。
动态压力等于总压力和静态压力之间的差。用于测量压力差的装置包括用于测量总压力的第一装置36和用于测量静态(这里伪静态)压力的第二装置38。
这里，这些测量装置36、38包括形成在桩16的外表面上的孔口或管道。在图5中的示例性实施例中，测量装置36包括管道，该管道包括第一部件，该第一部件的一个端部形成在桩16的外表面上，该第一部件连接到管道的相对于该第一部件倾斜的另一部件。
图6和7高度示意性地示出了附图标记为40的可移动构件的运行。
这里，构件40呈能够在上述的凹部34中移动的活塞的形式，活塞包括杆42，杆42通过一个端部连接到横向元件，横向元件诸如为盘44。盘44将凹部分成两个相邻的室46、48。第一测量装置36将第一室46放置为与桩的外部流体连通，以及第二测量装置38将第二室48放置为与桩的外部流体连通。因此第一室46和第二室分别受到总压力和伪静态压力。
杆42在移动时释放用于排泄流体的通道。举例来说，构件40的杆42穿过将腔30连接到排放孔口32的管道50，并包括贯穿孔52，贯穿孔52必须与该管道布置在同一水平上，以使容纳在腔中的流体可流动到远至孔口32并被排放。
在图6中描绘的构件40的第一位置，它的杆42关闭管道50并因此防止腔30的排泄。在图7中描绘的构件40的第二位置，杆42的孔52允许容纳在腔30中的流体经过，直到它们通过孔口32被排放。
弹性返回装置54安装在凹部中，并作用在处于其第一位置的构件40上。这里，这些装置54支承在构件的盘44上。
动态压力Pd的表达式是Pd＝ρ*v2/2，其中：
-ρ是每单位体积的空气的质量，它随着海拔增加而减小；因此，在高海拔处，腔30的排泄将以比低海拔处更快的速度发生；
-v是飞机的速度。
该动态压力等于总压力和静态压力之间的差，Pd＝Pt-Ps。
动态压力施加在构件40并且尤其是它的盘44上的力Fd具有等式Fd＝S*ρ*v2/2，其中，D是压力施加的表面面积，在这里是盘44的表面面积。
力Fd代表针对排泄所选择的阻抗并且根据速度阈值(从该速度阈值开始意在发生排泄)确定其大小，目的是当飞机达到给定速度时，例如当飞机起飞时，发生排泄。
根据本发明的优选实施例，桩16具有NACA型的空气动力学外形，如可在图3和图4中以及示出了桩的横截面的图8的底部处看见的。这里，该桩的外形是对称的和双凸的，并包括用于空气的前缘60和后缘62以及凸状外形侧部64。
根据本发明且可在图3至图5中看见的，用于测量总压力的第一装置36在桩的径向外端附近位于桩的前缘60上，以处于距吊舱14的外表面上的限制层的一定距离处。用于测量静态压力的第二装置38也在该径向外端附近位于桩的侧部64上。
优选地，第二装置38用于测量伪静态压力，该伪静态压力是外形的以下区域中的压力：在该区域，负压处于其最大值，也就是说，在该区域，压力系数Cp具有最大值Cpmax。
为了确定该区域并因此确定第二装置38的位置，因此需要知道该系数Cp沿着桩的外形的分布。这可通过计算实现以获得如图8的顶部示出的曲线。第二测量装置38被定位在横坐标X1处，横坐标X1对应于压力系数具有最大值Cpmax的横坐标。

Claims (12)

1.桩(16)，用于排放推进单元(10)的排泄流体，该桩包括用于储存排泄流体的腔(30)以及用于排放容纳在储存腔中的流体的至少一个孔口(32)，其特征在于，所述桩包括用于测量所述桩外部的压力差的装置以及用于排泄所述储存腔的构件(40)，该构件能够在关闭排放孔口的第一位置和释放该孔口的第二位置之间移动，所述构件配置成当所述压力差大于或等于预定值时从所述第一位置移动到所述第二位置。
2.根据权利要求1所述的桩(16)，其特征在于，所述用于测量所述桩外部的压力差的装置包括用于测量所述桩外部的总压力的第一测量装置(36)以及用于测量所述桩外部的静态压力或伪静态压力的第二测量装置(38)。
3.根据权利要求2所述的桩(16)，其特征在于，所述构件(40)能够在所述桩中的凹部(34)中平移地移动，并包括或承载在所述凹部的内部将两个室分隔的横向元件(44)，所述两个室包括连接到所述第一测量装置(36)的第一室(46)以及连接到所述第二测量装置(38)的第二室(48)。
4.根据权利要求3所述的桩(16)，其特征在于，所述第一测量装置(36)通过包括两个部件的管道连接到所述第一室(46)，所述两个部件中的一个相对于另一个倾斜或垂直。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的桩(16)，其特征在于，所述桩具有空气动力学外形。
6.根据权利要求5所述的桩(16)，其特征在于，所述用于测量所述桩外部的压力差的装置包括用于测量所述桩外部的总压力的第一测量装置(36)以及用于测量所述桩外部的静态压力或伪静态压力的第二测量装置(38)，所述第一测量装置(36)位于所述外形的前缘(60)上，以及所述第二测量装置(38)位于所述外形的侧部(64)上。
7.根据权利要求6所述的桩(16)，其特征在于，所述第二测量装置(38)位于所述外形的以下区域中：在该区域，压力系数Cp具有大体上最大的值。
8.根据权利要求5所述的桩(16)，其特征在于，所述空气动力学外形为双凸对称型的NACA外形。
9.推进单元(10)，其特征在于，所述推进单元(10)包括根据权利要求1至8中任一项所述的桩(16)。
10.根据权利要求9所述的推进单元(10)，其特征在于，所述桩(16)相对于所述推进单元的纵向轴线具有大体上径向的定向，并在所述推进单元的吊舱(14)的外表面上至少部分地突出，第一测量装置(36)和第二测量装置(38)位于所述桩的径向外端附近。
11.用于设计根据权利要求1至8中任一项所述的桩(16)的方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：
-确定所述桩的空气动力学外形，
-将用于测量最大压力的第一测量装置(36)定位在所述外形的前缘(60)上，
-通过计算确定压力系数Cp沿着所述外形的分布，并由此推导出所述外形的以下区域：在该区域，该系数具有大体上最大的值，以及
-将用于测量最小压力的第二测量装置(38)定位在所述区域中。
12.根据权利要求11所述的方法，其特征在于，所述空气动力学外形为双凸对称型的NACA外形。
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