CN106121964A - 用于飞机机舱供气系统的压缩机安装架 - Google Patents

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Abstract

压缩机安装架具有延伸成垂直于正方形侧的安装底板，所述正方形侧在第一方向上延伸远离所述安装底板。封闭侧从所述安装底板在所述第一方向上延伸。外表面背对所述正方形侧。成角度侧以非平行角从所述正方形侧延伸并且往后延伸越过所述安装底板。安装位置从所述成角度侧延伸并且进一步延伸越过所述安装底板。所述封闭侧沿着所述成角度侧和所述安装位置延伸。所述安装位置具有第一厚度，而所述成角度侧具有第二厚度。所述第一厚度与所述第二厚度的比是在1.38与1.63之间。还公开了一种机舱供气系统和一种维护机舱供气系统的方法。

Description

用于飞机机舱供气系统的压缩机安装架
技术领域
本申请涉及将飞机机舱供气系统的组件连接的安装架。
发明背景
飞机通常具备调节并供应空气以便用作机舱空气的供气系统。所述系统通常提供空气循环机，所述空气循环机包括用于调节供应给飞机机舱的空气的压缩机和涡轮机。空气是从机舱空气压缩机供应给空气循环机。
存在作为机舱供气系统的部分的管道和任何数目的流歧管。
在现有技术中，多个安装架将整个系统安装至飞机框架。一个安装区包括供安装至机舱空气压缩机的压缩机安装架。压缩机安装架紧固至三向安装架，所述三向安装架紧固至飞机框架。
存在关于由现有技术的安装架提供的强度和它所遇到的应力的问题。
发明概要
一种用在飞机的机舱供气系统中的压缩机安装架具有延伸成垂直于正方形侧的安装底板，所述正方形侧在第一方向上延伸远离所述安装底板。封闭侧从所述安装底板在所述第一方向上延伸。外表面背对所述正方形侧。成角度侧以非平行角从所述正方形侧延伸并且往后延伸越过所述安装底板。安装位置从所述成角度侧延伸并且进一步延伸越过所述安装底板。所述封闭侧沿着所述成角度侧和所述安装位置延伸。凸缘形成在所述安装位置的一侧上，所述侧与所述安装位置的连接至所述封闭侧的侧相对。所述安装位置具有第一厚度，而所述成角度侧具有第二厚度。所述第一厚度与所述第二厚度的比是在1.38与1.63之间。还公开了一种机舱供气系统和一种维护机舱供气系统的方法。
从以下说明书和图式中可以最好地理解这些和其它特徵，下面是简单说明。
附图简述
图1示意性地示出机舱供气系统。
图2A是安装架的细节的透视图。
图2B示出了安装位置。
图3是压缩机安装架的侧视图。
图4是压缩机安装架的透视图。
图5示出了为图3/4的安装架的镜像的另一压缩机安装架。
图6示出了为图3/4的安装架的镜像的另一压缩机安装架。
具体实施方式
图1示出可以合并至飞机中的机舱供气系统10。空气源123将空气递送至一对机舱供气压缩机124和125中。压缩机124/125使空气通过主换热器28，所述主换热器从示意性地示出于11处的飞机外部接收周围空气的流。通过主换热器28的空气移动至供应导管126，并且一些空气被递送至管线130，并且之后被递送至紧凑型混合器150，并且被递送至飞机的空气分配系统122。另一部分空气被递送至压缩机136，并且从压缩机136往回通过辅换热器140。在换热器140下游，空气可以传递至冷凝器133。来自换热器140的空气通过冷凝器133并且可以驱动涡轮机138，并且涡轮机138下游的空气通过通道139返回至冷凝器133。所述两个气流通道在冷凝器133中保持分开。在冷凝器133下游，来自管线139的空气可以传递至管线164中，管线164通往第二涡轮机134，并且之后至混合器150。涡轮机134、138和压缩机136是空气循环机132的所有部件。
如示意性地示出，分接头160分接出用于压缩机124和125的轴承冷却空气。安装架62/58示意性地示出于图1中。歧管60分配来自管线160、164和166的空气，所述管线全都由虚线示意性地示出。一般来说，歧管60将会承载将会提供管线160、164和166的一部分的管。
图2A示出压缩机安装架62，所述压缩机安装架将机舱空气压缩机124和125连接至安装架58和65。当所述系统安装在飞机中时，架58将在架65的正上方。架58被称作三向安装架。如所示，机舱空气压缩机架62通过凸缘64紧固至安装架58上的凸耳66。中心孔55通过减振部件连接至飞机框架。横架168将一对压缩机安装架连接。
压缩机安装架62如图所示为镜像部件并且在19处用螺栓上紧至横架18。
前向歧管60与管道连通以供应空气。明确地说，通道160、164和166的部分(未图示)从前向歧管60中通过。
图2B示出安装架62，所述安装架收纳螺栓63以将架62紧固至压缩机124。也示出了三向安装架58。
图3是架62的侧视图。如所示，凸缘64从安装位置66延伸，所述安装位置具有厚度t1。安装位置66合并至成角度侧68中，所述成角度侧又合并至正方形侧69中。正方形侧69延伸至安装底板70。封闭侧72从底板70沿着侧66、68和69延伸。正方形侧69相对于安装底板70成直角。成角度侧68不平行于正方形侧69，并且从正方形侧69往后延伸越过安装底板70。安装位置66相对于成角度侧68成非平行角，并且进一步延伸越过安装底板70。延伸的成角度侧68处的厚度是t2。
如图4中所示，螺栓孔74形成于成角度侧66中，并且将收纳螺栓以连接至横架18。底板70具有螺栓孔76，所述螺栓孔收纳螺栓63以将架附接至压缩机，如图2B中所示。
封闭侧72具有前向端77，所述前向端比孔76更靠近正方形侧69。另外，正方形侧69在第一方向上延伸远离底板70，并且正方形侧在相同的第一方向上从安装底板延伸。如可见，封闭侧72具有背对正方形侧69界定的多侧外表面。
图5和图6示出镜像压缩机安装架62。如将了解，图2A中所示的组合件包括如图3/4中所示的一个架和如图5/6中所示的一个架。
以下尺寸适用于图3至图6中所示的两个架。
在一个实施方案中，孔76的直径被形成为0.521英寸(1.32 cm)。在现有技术中，此螺栓孔是0.406英寸(1.03 cm)。
厚度t1是0.375英寸(0.952 cm)。在现有技术中，厚度t1是0.250英寸(0. 635 cm)。厚度t2是0.250英寸(0.635 cm)。在现有技术中，厚度t2是0.250英寸(0. 635 cm)。
在实施方案中，t1与t2的比是在1.38与1.63之间。在实施方案中，安装底板中的螺栓孔的直径与t1的比是在1.34与1.44之间。
本公开可以被概括为用在飞机的机舱供气系统中的压缩机安装架62。架62具有延伸成垂直于正方形侧69的安装底板70，所述正方形侧在第一方向上延伸远离所述安装底板。封闭侧72从所述安装底板在第一方向上延伸。所述封闭侧具有背对所述正方形侧的外表面。成角度侧66以非平行角从正方形侧69延伸并且往后延伸越过安装底板70。安装位置66从成角度侧68延伸并且进一步延伸越过安装底板70。所述封闭侧沿着成角度侧68和安装位置66延伸。凸缘66形成在所述安装位置的一侧上，所述侧与所述安装位置的连接至所述封闭侧的侧相对。所述安装位置具有第一厚度，而所述成角度侧具有第二厚度。所述第一厚度与所述第二厚度的比是在1.38与1.63之间。安装底板70具有螺栓孔76，所述螺栓孔被形成为在封闭侧72的最前端77前面。所述螺栓孔具有直径，并且所述直径与所述第一厚度的比是在1.34与1.44之间。
螺栓孔74还延伸通过成角度侧68。
在维护机舱供气系统的方法中，其中空气循环机10具有冷凝器133以及来自冷凝器的两个出口管线。一对机舱供气压缩机124和125通过压缩机安装架62安装至三向安装架58。三向安装架58进一步安装前向歧管60。前向歧管60提供冷凝器60的每一出口的流动管线的一部分。所述歧管进一步收纳将从该对机舱供气压缩机下游的管线分接出的轴承冷却空气往回供应至机舱供气压缩机的轴承并且在换热器下游的流动管线的一部分。
所述维护方法包括以下步骤：移除压缩机安装架62中的一者以及通过将替换的压缩机安装架62安装至机舱供气压缩机124/125中的一者和安装至三向安装架58而用替换的压缩机安装架62来替换所移除的压缩机安装架62。
虽然已公开了本发明的实施方案，但是本领域的普通技术人员将认识到某些修改将属于本发明的范围内。为此，应学习以下权利要求书以确定本发明的真正范围和内容。

Claims (12)

1.一种用在飞机的机舱供气系统中的压缩机安装架，包括：
安装底板，所述安装底板延伸成垂直于正方形侧，所述正方形侧在第一方向上延伸远离所述安装底板，其中封闭侧从所述安装底板在所述第一方向上延伸并且具有背对所述正方形侧的外表面，成角度侧以非平行角从所述正方形侧延伸并且往后延伸越过所述安装底板，并且安装位置从所述成角度侧延伸并且进一步延伸越过所述安装底板，其中所述封闭侧沿着所述成角度侧和所述安装位置延伸，凸缘形成在所述安装位置的一侧上，所述侧与所述安装位置的连接至所述封闭侧的侧相对，并且所述安装位置具有第一厚度，而所述成角度侧具有第二厚度，并且所述第一厚度与所述第二厚度的比是在1.38与1.63之间。
2.如权利要求1所述的压缩机安装架，其中所述安装底板具有形成为在所述封闭侧的最前端前面的螺栓孔，并且所述螺栓孔具有直径，并且所述直径与所述第一厚度的比是在1.34与1.44之间。
3.如权利要求2所述的压缩机安装架，其中螺栓孔还延伸穿过所述成角度侧。
4.如权利要求1所述的压缩机安装架，其中螺栓孔延伸穿过所述成角度侧。
5.一种用于飞机的机舱供气系统，包括：
空气循环机；
冷凝器以及来自所述冷凝器的两个出口管线;
一对机舱供气压缩机，所述机舱供气压缩机通过压缩机安装架安装至三向安装架，并且所述三向安装架还安装前向歧管，所述前向歧管提供用于所述冷凝器的所述出口中的每一者的流动管线的一部分并且还收纳将从该对机舱供气压缩机下游的管线分接出的轴承冷却空气往回供应至所述机舱供气压缩机的轴承并且在换热器下游的流动管线的一部分；以及
所述压缩机安装架，所述压缩机安装架具有安装底板，所述安装底板延伸成垂直于正方形侧，所述正方形侧在第一方向上延伸远离所述安装底板，其中封闭侧从所述安装底板在所述第一方向上延伸并且具有背对所述正方形侧的弯曲表面，成角度侧以非平行角从所述正方形侧延伸并且往后延伸越过所述安装底板，并且安装位置从所述成角度侧延伸并进一步延伸越过所述安装底板，其中所述封闭侧沿着所述成角度侧和所述安装位置延伸，凸缘形成在所述安装位置的一侧上，所述侧与所述安装位置的连接至所述封闭侧的侧相对，并且所述安装位置具有第一厚度，而所述成角度侧具有第二厚度，并且所述第一厚度与所述第二厚度的比是在1.38与1.63之间。
6.如权利要求5所述的机舱供气系统，其中所述安装底板具有形成为在所述封闭侧的最前端前面的螺栓孔，并且所述螺栓孔具有直径，并且所述直径与所述第一厚度的比是在1.34与1.44之间。
7.如权利要求6所述的机舱供气系统，其中螺栓孔还延伸穿过所述成角度侧并且收纳螺栓以将所述压缩机安装架紧固至所述机舱供气压缩机。
8.如权利要求5所述的机舱供气系统，其中螺栓孔延伸穿过所述成角度侧并且收纳螺栓以将所述压缩机安装架紧固至所述机舱供气压缩机。
9.一种维护机舱供气系统的方法，所述机舱供气系统包括：空气循环机，所述空气循环机具有冷凝器以及来自所述冷凝器的两个出口管线；一对机舱供气压缩机，所述机舱供气压缩机通过压缩机安装架安装至三向安装架，并且所述三向安装架还安装前向歧管，所述前向歧管提供用于所述冷凝器的所述出口中的每一者的流动管线的一部分并且还收纳将从该对机舱供气压缩机下游的管线分接出的轴承冷却空气往回供应至所述机舱供气压缩机的轴承并且在换热器下游的流动管线的一部分，并且包括以下步骤：
移除所述压缩机安装架中的一者，以及通过将替换的压缩机安装架安装至所述机舱供气压缩机中的一者并安装至所述三向安装架而用所述替换的压缩机安装架来替换所述所移除的压缩机安装架，并且其中所述替换的压缩机安装架包括安装底板，所述安装底板延伸成垂直于正方形侧，所述正方形侧在第一方向上延伸远离所述安装底板，其中封闭侧从所述安装底板在所述第一方向上延伸并且具有背对所述正方形侧的弯曲表面，成角度侧以非平行角从所述正方形侧延伸并且往后延伸越过所述安装底板，并且安装位置从所述成角度侧延伸并且进一步延伸越过所述安装底板，其中所述封闭侧沿着所述成角度侧和所述安装位置延伸，凸缘形成在所述安装位置的一侧上，所述侧与所述安装位置的连接至所述封闭侧的侧相对，并且所述安装位置具有第一厚度，而所述成角度侧具有第二厚度，并且所述第一厚度与所述第二厚度的比是在1.38与1.63之间。
10.如权利要求9所述的方法，其中所述安装底板具有形成为在所述封闭侧的最前端前面的螺栓孔，并且所述螺栓孔具有直径，并且所述直径与所述第一厚度的比是在1.34与1.44之间。
11.如权利要求10所述的方法，其中螺栓孔还延伸穿过所述成角度侧并且收纳螺栓以将所述替换的安装架紧固至所述机舱供气压缩机中的一者。
12.如权利要求9所述的方法，其中螺栓孔延伸穿过所述成角度侧并且收纳螺栓以将所述替换的安装架紧固至所述机舱供气压缩机中的一者。
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