CN106573682A - 用于飞机高温排气的致动出口门 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种用于覆盖出口的出口门，所述出口在飞机部件的外壳(24)中限定用于将热空气流排放到所述飞机的外部的出口区域。所述出口门包括主体，所述主体限定门区域并且在前缘与后缘之间延伸；以及联动机构(38)，所述联动机构(38)将所述主体连接至所述飞机，从而允许所述主体在打开位置和关闭位置中的至少一个之间转变。在所述关闭位置上，所述主体至少部分地占据所述出口区域。在所述打开位置上，所述主体与所述飞机的所述外壳形成角度。所述主体的所述前缘和所述飞机的所述外壳在所述主体处于所述打开位置时在其之间限定间隔(202)。所述间隔限定用于将冷空气与所述热空气流混合的空气流。

Description

用于飞机高温排气的致动出口门

相关申请的交叉引用

本国际PCT专利申请享有于2014年8月20日提交的美国临时专利申请序列号62/039,648的优先权，所述专利申请的全部内容以引用的方式并入本文。

发明领域

本发明涉及一种用于飞机高温排气口的致动门。更确切地说，本发明涉及排气门的构造，所述排气门有助于将热气体从例如喷气发动机预冷却器排放，同时最小化热气体的排放对飞机的空气动力学和/或热特性的影响。

相关技术描述

在现有技术中，存在飞机预冷却器的操作的实例，所述预冷却器可能产生必须从其中排放的热气体。

一个实例可以参见于2012年9月20日公布的且名称为“System and Method forOperating a Precooler in an Aircraft”的PCT公开WO 2012/0125895。这个具体参考文献涉及预冷却器和相关联元件的操作。

然而，已知设备、方法和系统还有改进的空间。

发明内容

本发明解决了相对于现有技术提及的一个或多个缺陷。

本发明允许通过以下方式来从例如喷气发动机预冷却器排放热气体：在排气管道内部的区域与暴露于进入自由流的排气管道出口开口外部的区域之间提供所要求的压差，同时减少飞机外壳上的热废气的热印迹。

本发明还可以减小仅在要求时打开的铰接门中的飞机阻力。

因此，本发明的一个方面是提供一种用于覆盖出口的出口门，所述出口在飞机部件的外壳中限定用于将热空气流排放到飞机外部的出口区域。出口门包括主体，所述主体限定门区域并且在前缘与后缘之间延伸；以及联动机构，所述联动机构将主体连接至飞机，从而允许主体在打开位置和关闭位置中的至少一个之间转变。在关闭位置上，主体至少部分地占据出口区域。在打开位置上，主体与飞机的外壳形成角度。主体的前缘和飞机的外壳在主体处于打开位置时在其之间限定间隔。间隔限定用于将冷空气与热空气流混合的空气流。

在一个预期实施方案中，主体形成低压区，所述低压区在主体处于打开位置时拉动热空气流离开排气门。

在另一个预期实施方案中，在主体处于打开位置时，主体和间隔配合来拉动热空气流离开排气门并且将冷空气与热空气流混合。

应预期，低压区将形成在主体的下游。

再进一步，低压区可以邻近主体的下表面形成。

在一个预期实施方案中，联动机构在主体的前缘的后方连接至主体。

在另一个预期实施方案中，出口门还包括至少一个开口，所述至少一个开口由主体在处于关闭状态时限定，其中至少一个开口建立开口区域。开口区域预期小于出口区域。

至少一个开口可以由门区域与出口区域之间的差异来限定，以使得形成至少一个开口的间隙被建立在主体与出口之间。间隙可以在前缘与后缘之间在第一侧边缘与第二侧边缘之间延伸。

至少一个开口可以是主体中的多个开口。

开口区域与出口区域之比可以是以下中的至少一项：出口区域的约10％到20％之间、出口区域的约12％到18％之间、出口区域的约14％到16％之间或出口区域的约15％。

在其他预期实施方案中，主体相对于飞机部件打开的角度小于约60°、55°、50°、45°、40°、35°、30°、25°、20°、15°、10°以及5°中的至少一个。

在本发明的出口门中，主体可以限定前缘、后缘、第一侧边缘以及第二侧边缘。第一侧边缘和第二侧边缘将前缘连接至后缘。前缘与飞机部件之间的距离在主体处于打开状态时可以小于侧边缘中至少一个的平均长度的25％。

在提供开口的情况下，多个开口可以是椭圆形、流向槽、圆形、三角形、菱形形状，具有不同的大小，非线性地设置在主体中和/或包括多个槽口。

在一个预期实施方案中，主体是梯形形状。在另一个预期实施方案中，主体是空气动力学形状。

再进一步，多个涡流发生器可以提供在主体的内表面上。

出口门可替代地可以包括侧门板。

应预期，出口开口是包括多个叶片的排气管道的末端。

再进一步，出口开口预期为包括多个涡流发生器的排气管道的末端。

在另一预期实施方案中，本发明提供一种用于覆盖出口的出口门，所述出口在飞机部件的外壳中限定用于将热空气流排放到飞机的外部的出口区域。出口门包括主体，所述主体限定门区域并且在前缘与后缘之间延伸；以及联动机构，所述联动机构将主体连接至飞机，从而允许主体在打开位置和关闭位置中的至少一个之间转变。在关闭位置上，主体部分地占据出口，从而建立由门区域与出口区域之间的差异限定的间隙。在打开位置上，主体与飞机的外壳形成角度。

应预期，出口门可以形成低压区，所述低压区在主体处于打开位置时拉动热空气流离开飞机的外壳。

应预期，门区域小于出口区域。

在一个预期实施方案中，间隙位于主体的前缘前侧。在另一个预期实施方案中，间隙跟随在主体的后缘后面。

在一个替代方案中，间隙由主体的前缘或后缘中的至少一个中的多个槽口构成。

本发明的另外的方面将在以下段落中变得显而易见。

附图简述

现将结合附图来描述本发明，在其中：

图1是飞机的部分底视图，其示出致动出口门的第一实施方案的一个可能的位置，其中致动出口门定位在飞机的吊舱上；

图2是示出有关通向图1所示的致动出口门的管道的细节的图示，其中热空气在管道中行进并且随后与致动出口门附近的空气自由流混合；

图3是根据本发明的用于致动出口门的预期构造的第二实施方案的透视图；

图4是根据本发明的用于致动出口门的预期构造的第三实施方案的透视图；

图5是示出有关本发明的第四实施方案的细节的图示，其中叶片定位在管道内以引导热空气流；

图6是根据本发明的用于致动出口门的预期构造的第五实施方案的透视图，其示出处于关闭状态的致动出口门；

图7是图6所示的致动出口门的第五实施方案的透视图，其中致动出口门处于打开状态；

图8是根据本发明的用于致动出口门的预期构造的第六实施方案的透视图，其中致动出口门被示出处于关闭状态；

图9是根据本发明的用于致动出口门的预期构造的第七实施方案的透视图，其中致动出口门被示出处于关闭状态；

图10是图9所示的致动出口门的构造的第七实施方案的透视图，其中致动出口门被示出处于打开状态；

图11是根据本发明的用于致动出口门的预期构造的第八实施方案的透视图，其中致动出口门被示出处于关闭位置；

图12是根据本发明的用于致动出口门的预期构造的第九实施方案的透视图；

图13是根据本发明的用于致动出口门的预期构造的第十实施方案的透视图；

图14是根据本发明的用于致动出口门的预期构造的第十一实施方案的透视图；

图15是根据本发明的用于致动出口门的预期构造的第十二实施方案的透视图；

图16是根据本发明的用于致动出口门的预期构造的第十三实施方案的透视图；

图17是根据本发明的用于致动出口门的预期构造的第十四实施方案的透视图；

图18是根据本发明的用于致动出口门的预期构造的第十五实施方案的透视图；

图19是致动出口门(诸如图12所示的致动出口门)的温度分布和流线的截面图，其示出在致动出口门处于打开状态时管道中的热空气流；

图20是图19所示的致动出口门的外部的图示，其示出在致动出口门处于打开状态时的空气流；

图21是图19所示的致动门的截面图，其示出在致动出口门处于关闭状态时排气管道中的热空气流；

图22是图21所示的致动出口门的外部的图示，其示出在致动出口门处于关闭状态时的空气流和温度模式；并且

图23是用于飞机的发动机的图示截面，其示出在一个实施方案中预期与本发明的致动出口门配合的发动机预冷却器。

本发明的实现方式的详细说明

现将结合其一个或多个实施方案来描述本发明。对实施方案的论述并不意在限制本发明。相反，对实施方案的任何论述都意在举例说明本发明的广度和范围。如本领域技术人员应显而易见的是，可以在不脱离本发明的范围的情况下采用本文描述的实施方案的变型和等效形式。所述变型和等效形式意在被本专利申请的范围所涵盖。

现将在具有一个或多个喷气发动机的喷气式飞机的构造的背景下论述本发明。本发明适用于任何类型的喷气发动机，诸如双流式/单流式发动机、混合流发动机等。虽然在此背景下论述了本发明，但是本发明并不意在仅仅受限于喷气式飞机的构造。如本领域技术人员应显而易见的是，本发明还可适用于任何其他类型的飞机。此外，虽然在飞机的背景下进行论述，但是本发明可以适用于除了飞机之外的运载工具。

虽然本发明将结合特定实施方案进行描述，但是应理解，对任一个特定实施方案的论述都不意在限制本发明的范围。相反，具体列举的实施方案意在说明对于本领域普通技术人员而言应当显而易见的各种各样的替代方案、修改和等效形式。本发明意在涵盖任何这类替代方案、修改和等效形式，就如同在本文中论述一样。

在以下描述中，相同的参考编号意在指代相似的元件。本发明的不同实施方案对参考编号的重复使用意在简化本发明的论述。因此不应推断出参考编号的重复使用意在传达相关联结构与任何其他描述的实施方案相同。

虽然本发明的优选实施方案如附图中所示包括各种部件，并且虽然本发明的系统和对应零件的优选实施方案如所示由如本文所解释和所说明的某些几何配置组成，但是并非所有这些部件和几何结构对于本发明而言都是必需的，并且因此不应视为其具有限制意义，即，不应视为限制本发明的范围。

应理解，如本领域技术人员应显而易见的是，如将在本文中简单地解释且如本领域技术人员由其可以容易地推断出来的其他合适的部件及其间的配合和其他合适的几何配置也可以用于根据本发明的系统，而不会脱离本发明的范围。

此外，应了解，除非另外指明，否则位置描述诸如“前侧”、“后侧”等等是在附图的背景下考虑的并且不应视为限制本发明。

将了解，本发明可以在不具有下文中为了提供对本发明的彻底理解而在本文中阐述的特定细节的情况下实践。

图1示出本发明的致动出口门10的一个预期位置。在这个图中，示出了飞机12的一部分。飞机12包括机身14、挂架16和吊舱18。在图1中，致动出口门10的位置位于吊舱18上，与出口开口20相关联。然而，应预期，致动出口门10可以在不脱离本发明的范围的情况下安装在飞机12上的任何位置上。为了方便本发明的论述，以下论述将致动出口门10的位置称为位于吊舱18上。然而，应注意到，对这个特定位置的任何论述都不应理解成以任何方式限制本发明。

图2是图1所示的致动出口门10的位置的截面图，致动出口门10被示出处于打开状态(或打开位置)。具体而言，图2提供至少在这个预期构造中的致动出口门10的位置和配置的图示。

如图2所示，致动出口门10被打开成使得其与吊舱外壳24形成角度22，从而限定出口开口20。应预期，致动出口门10可以根据可能的需要或要求打开到任何幅值的角度22。

如上所述，图2示出处于打开状态的致动出口门10。这允许由飞机系统28产生的热空气流26(包括热废气、热气体、燃烧副产物等等)通过出口开口20离开。在以下论述中，对热空气26的提及并不意在限制本发明。相反，如所指出，对热空气26的提及意在指代热废气、热气体、燃烧副产物等等。

飞机系统28可以涵盖飞机12上产生热量的多个系统中的任一个。在不限制本发明的情况下，飞机系统28可以是飞机的供暖、通风和空调(“HVAC”)系统、预冷却器系统、交流电电机驱动泵(“ACMP”)系统、辅助动力装置(“APU”)或可能需要排放热空气(或其他气体)的任何其他系统。热空气26通过排气管道30而从飞机系统28排放到机外。

如从图2可以了解到，预期致动出口门10会打开到允许热空气26与自由流空气32进行适当混合的程度，所述适当混合满足飞机系统28的流动要求。打开的程度为使得其允许所要求的质量流穿过系统28。结合下文论述的图19-22提供了有关这项操作的另外的细节。

在飞行过程中，应预期，对来自飞机12上的飞机系统28的热空气26的需求(或产生)会发生变化。例如，飞机发动机预冷却器通常用于冷却可能由机翼防冰系统或环境控制系统(ECS)使用的排出空气。这些功能所需的排出空气的量尤其取决于飞行条件、发动机设定等。如应显而易见的是，预期对热空气26的需求的变化会随着飞机系统28的要求以及其他变化因素的变化而变化。对热空气26的需求还可能取决于环境空气条件。

结合图23论述的飞机发动机预冷却器210示出一种预期的飞机系统28。在不限制本发明的情况下，如下文结合图23所论述，飞机发动机预冷却器210在其操作期间产生热空气26。

如图2所示，在图上描画为控制器34的控制系统通过通信线路36来连接至致动器(未示出)。致动器进而通过联动机构38连接至致动出口门10。致动出口门10通过联动机构38来连接至飞机12。联动机构38可以是任何类型，包括单铰链。联动机构38允许致动出口门10转变到介于完全关闭状态与完全打开状态之间的任何角度位置上。本发明意在涵盖用于将致动出口门10连接至飞机12的任何类型的联动机构38。因此，本发明并不意在受限于任何特定类型的联动机构38或联动机构38的构造。控制器34根据飞机系统28的操作要求来打开或关闭致动出口门10。

应注意到，在出现要求打开或关闭致动出口门10的情况下存在可以被采用来打开和/或关闭致动出口门10的若干种机制。机制包括但不限于机械、燃料、电、机电、液压等机制。采用来打开和关闭致动出口门10的确切机制对于本发明而言并不关键。

致动出口门10可以位于介于简单的双位置门到完全可调门之间的任何位置，所述完全可调门可以适应规定打开范围内的无数个位置。致动出口门10打开的程度会改变排气管道30所承受的背压，从而改变拉动所要求的质量流穿过飞机系统28的重要因素。致动出口门10打开的程度还会改变热空气26与自由流空气32之间混合的程度。

应注意到，致动出口门10不必精确定位在图1或图2中所指出的位置上。在不脱离本发明的范围的情况下，致动出口门10可以位于其他位置。

此外，虽然示出了一个致动出口门10，但是应预期，在不脱离本发明的范围的情况下，可以一起采用若干个致动出口门10。

在再次参考图2时，应注意到，致动出口门10可以具备空气动力学形状。预期空气动力学形状有助于空气流穿过其外表面40及其内表面42。本文描述的任何实施方案都可以采用空气动力学形状。

图3是根据本发明的第二实施方案的致动出口门44的简单透视图。在这个实施方案中，致动出口门44包括第一侧门板46和第二侧门板48。预期侧门板46、48在所选择的构造中可通过阻止在致动出口门44的侧边缘周围流动的自由流空气32来改进致动出口门44的空气动力学特性。

图4是本发明的致动出口门50的第三实施方案的透视图，所述致动出口门50被示出处于打开状态。

致动出口门50包括位于其内表面54上的多个涡流发生器52。涡流发生器52意在说明可以如何改变致动出口门50的内表面54来改变热空气26与自由流空气32之间的混合。

在图4中，涡流发生器52被定位成相较于致动出口门50的后缘58更靠近其前缘56。虽然涡流发生器52被示出接近致动出口门50的前缘56，但是预期涡流发生器52可定位在致动出口门50的内表面54上介于前缘56与后缘58之间的任何地点和/或位置上。应注意到，前缘56朝向飞机12前侧定位，而后缘58朝向飞机12后侧定位。

图5是本发明的第四实施方案的截面图。在这个实施方案中，一个或多个排气叶片60定位在排气管道30内。排气叶片60在热空气26穿过排气管道30并通过出口开口20离开时帮助改变所述热空气26的流动方向。在这个实施方案中，致动出口门10以与图1所示的致动出口门10相同(或相似)的方式配置。然而，如应显而易见的是，在不脱离本发明的范围的情况下，可以采用致动出口门10的任何实施方案。

图6是根据本发明的致动出口门62的第五实施方案的透视图。在这个实施方案中，如图所示，在致动出口门62处于关闭位置时，致动出口门62并未完全占据出口开口64。因此，致动出口门62在致动出口门62的后缘68与出口开口64的前缘70之间形成单一开口或间隙66。间隙66在致动出口门62的侧边缘72、74之间延伸。间隙66建立了始于排气管道30的永久开口以允许热空气26在大多数飞行条件下排放。

图7示出图6所示处于打开状态的致动出口门62。

图8是根据本发明的第六实施方案的致动出口门76的透视图。类似于先前实例，致动出口门76并未完全占据出口开口78。在这个实施方案中，在出口开口78的前缘82与致动出口门76的前缘84之间建立了间隙80。正如在先前实例中一样，间隙80在致动出口门76的侧边缘86、88之间延伸。

图9是根据本发明的第七实施方案的致动出口门90的透视图。致动出口门90包括在致动出口门90的侧边缘96、98之间沿后缘94设置的六个开口92。应预期，开口92可以在不脱离本发明的范围的情况下定位成更靠近前缘100。虽然示出了六个(6个)开口92，但是应预期，在不脱离本发明的范围的情况下，开口92的数目可以发生变化。

图10示出图9所示处于打开位置的致动出口门90。

图11是根据本发明的第八实施方案的致动出口门102的透视图。致动出口门102包括在致动出口门102的侧边缘108、110之间沿前缘106设置的六个开口104。应预期，开口104可以在不脱离本发明的范围的情况下定位成更靠近后缘112。虽然示出了六个(6个)开口104，但是应预期，在不脱离本发明的范围的情况下，开口104的数目可以发生变化。

图12是本发明的第九实施方案的透视图。在这个图中，致动出口门114包括邻近后缘118间隔开的五个(5个)椭圆形开口116。在所示的实施方案中，椭圆形开口116在侧边缘120、122之间邻近致动出口门116的后缘118定位。如前所述，应预期，椭圆形开口116可以在不脱离本发明的范围的情况下设置在前缘124与后缘118之间的任何位置处。应预期，在不脱离本发明的范围的情况下，椭圆形开口116的数目可以发生变化。

图13示出本发明的第十实施方案。在此处，致动出口门126包括五个椭圆形开口128、130。三个(3个)较大的椭圆形开口128位于中心，其中侧接较大开口128的两个(2个)较小的椭圆形开口130邻近致动出口门126的侧边缘132、134。正如在先前的实施方案中一样，开口128、130邻近致动出口门126的后缘136。同样与其他实施方案相一致的是，开口128、130可以在不脱离本发明的范围的情况下移动至更靠近前缘138的位置。

相对于图13，本发明的这个实施方案的一个方面的区别在于开口128、130的大小。应注意到，开口128、130不需要具有相同的大小来实践本发明。如根据这个实施方案应显而易见的是，本发明并不限于任何特定大小或形状的开口128、130。相反，在不脱离本发明的情况下，开口128、130中的每一个可以具有不同的大小和形状(例如，狭槽)。

图14是本发明的第十一实施方案的透视图。在这个实施方案中，致动出口门140是梯形形状。虽然考虑了一种合适的方法来使致动出口门140的窄侧由后缘142限定，但是应预期，在不脱离本发明的范围的情况下，窄边缘可以是致动出口门140的前缘144。在这个实施方案中，五个(5个)圆形开口146定位在致动出口门140的侧边缘148、150之间。如上所述，开口146可以在不脱离本发明的范围的情况下布置成任何其他模式。

图15是根据本发明的致动出口门152的第十二实施方案的透视图。在此处，致动出口门152包括邻近致动出口门152的后缘156设置的多个交错的圆形开口154。开口154在致动出口门152的侧边缘158、160之间交错开来。如前所述，开口154可以在不脱离本发明的范围的情况下定位成靠近致动出口门152的前缘162。

图16是致动出口门164的第十三实施方案的透视图。在这个实施方案中，若干个三角形形状的槽口166在侧边缘170、172之间沿致动出口门164的前缘168设置。在不脱离本发明的范围的情况下，槽口166可以在尺寸上制得更长。具体而言，槽口166的顶点可以比图16所示的槽口166延伸成更靠近后缘174。槽口166还可以设置在后缘174处。

图17是根据本发明的致动出口门176的第十四实施方案的透视图。在这个实施方案中，多个三角形开口178在侧边缘182、184之间邻近致动出口门176的后缘180设置。正如其他实施方案一样，开口178可以在不脱离本发明的范围的情况下定位成更靠近前缘186。

图18是根据本发明的致动出口门188的第十五实施方案的透视图。开口190是菱形形状，并且在侧边缘194、196之间邻近后缘192设置。如前所述，开口190可以在不脱离本发明的范围的情况下定位成更靠近前缘198。

图19是图12所示的致动出口门114的截面侧视图。致动出口门114在这个图中处于打开状态。

如图19所示，自由流空气32的一小部分200通过穿过致动出口门114与吊舱外壳24之间的小间隔202而与热空气26混合。间隔202允许热空气26与较冷的自由流空气32之间进行混合。混合空气204之后冷于热空气26。

图19示出致动出口门114如何改变其附近的空气流动。具体而言，在致动出口门114处于打开状态时，在致动出口门114后方产生低压区域206，这在很大程度上归因于致动出口门10的角度22。低压区域206拉动热空气26穿过出口开口20。

如上所述，自由流空气32的小部分200与热空气26混合。这具有降低混合空气204的温度的作用。由于混合空气204可能会将热量传递至吊舱外壳24，所以与不包括具有这个特征的致动出口门114的飞机12相比较，混合空气204的降低的温度有助于降低吊舱外壳24的温度。

关于间隔202，在致动出口门114的前缘124与吊舱外壳24之间建立所述间隔202。间隔202可以根据要求或根据需要具有任何大小、形状、或尺寸。应预期，间隔202可以具有可变的大小，这取决于所采用的联动机构38的类型。

图20是致动出口门114的外视图，其示出处于打开位置的致动出口门114。来自飞机系统28的热空气26通过排气管道30穿过出口开口20而离开。热空气26与自由流空气32的较冷的小部分200混合。混合空气204之后冷于热空气26。

图21是图19和图20所示的本发明的实施方案的截面图。在这个图中，致动出口门114处于关闭状态。因此，热空气26通过致动出口门114中的开口116离开来与自由流空气32混合并且产生混合空气204。

图22是图21所示的致动出口门114的外视图。在这个图中，致动出口门114被示出处于关闭状态。

关于本发明，上文描述的各种实施方案之间存在相似性。首先，出口开口20在吊舱18中限定将要排放热空气26的区域。致动出口门10、44、50、62、76、90、102、114、126、140、152、164、176、188(在下文中称为“致动出口门114”，这是为了简单起见–但是意在指代本文描述的所有实施方案，包括任何变体)限定开口66、80、92、104、116、128、130、146、154、166、178、190(在下文中称为“开口116”，这是为了简单起见–但是意在指代所有实施方案及其任何变体)。开口116限定为预定百分率的出口开口20的开放区域。

关于本发明的致动出口门114的各种实施方案的设计和构造，应注意到，存在被考虑在内的三个主要变量：(1)阻力，(2)外壳温度(即，吊舱外壳24的表面的温度)，以及(3)背压。这三个变量要彼此平衡来确立间隔202的大小；开口116的面积；以及致动出口门114相对于出口开口20打开角度22的程度和/或致动出口门114的形状。

还应预期，在一些实施方案中，间隔202在致动出口门114处于打开状态时在顺气流方向上小于或等于出口开口20的25％的长度。在替代性实施方案中，间隔202可以是以下中的至少一项：在顺气流方向上小于或等于出口开口20的20％、15％、10％或5％的长度。换言之，如上所述，应预期，间隔202将针对结合根据本发明的致动出口门114的飞机12来设定大小。

阻力是本领域技术人员熟悉的变量。阻力是物体在其相对于周围流体发生的相对运动的相反方向上感受到的抵抗力。如本领域技术人员应显而易见的是，阻力是在大多数飞行条件下应保持最小的变量。

由于阻力在大多数飞行条件下保持最小，所以优选的是，在致动出口门114的大部分操作过程中使致动出口门114保持处于关闭状态。因此，提供间隙和/或开口116是适合于致动出口门114的构造的方法，因为在致动出口门114在其大部分操作中保持关闭时，仍热可以排出较低的质量流。以此方式，就不用从吊舱外壳24产生既可能会阻碍流动又会引起显著的阻力影响的突出部。

外壳温度指代位于致动出口门114的下游的吊舱外壳24的温度。外壳温度是工程师所关心的，因为任何材料的机械特性在高温下都会出现劣化。此外，存在相关联的安全顾虑。确切地说，希望将位于致动出口门114下游的吊舱外壳24的外壳温度保持在给定最大操作限值之下，所述给定最大操作限值会随着所使用的吊舱外壳24的材料和涂料的变化而变化。

应理解，飞机系统28的出口处的热空气26流压力与排气管道30所承受的背压之间的差异是拉动所要求的质量流穿过飞机系统28并且因此确保飞机系统28的有效操作的重要因素。因此，本领域技术人员将理解，考虑到飞机系统28的操作要求，背压是排气设计中的关键参数。

如上所述，预期阻力、外壳温度和背压要被维持在针对飞机和相关联的飞机系统28的操作预先确定的范围内。预期精确范围会随飞机不同而不同，这取决于例如所需的飞机性能、飞机的飞行包线、有待排出的流的特性(压力、温度、质量流)、吊舱外壳24的材料等。

如上所述，开口116的总面积在一些实施方案中预期为约10％–20％的出口开口20。在一个预期实施方案中，开放区域被限定为约12％–18％的出口开口20。更确切地说，开放区域可以是出口开口20的约14％–16％的区域。甚至更确切地说，开放区域可以是出口开口20的约15％的区域。

如上所述，可以在一定角度22范围内打开致动出口门114。应预期，致动出口门114可以打开到约60°的最大角度22。在其他实施方案中，最大角度22是以下中的至少一项：55°、50°、45°、40°、35°、30°、25°或20°。

关于排气管道30，应预期，排气管道30可以包括用于引导热空气26流从中穿过的一个或多个特征结构。例如，排气管道30可以包括叶片60或用于引导热空气26流从中穿过的其他结构。还可以使用涡流发生器。

关于图14所示的实施方案，应注意到，相对于本文描述的任何实施方案，开口116可以具有任何形状，包括但不限于圆形、椭圆形、方形、矩形、三角形、多边形、无定形、横槽、纵向槽等。此外，开口116可以在不脱离本发明的范围的情况下位于和/或定位在致动出口门114的任何位置处。另外，如所论述，在不脱离本发明的范围的情况下，任何数目的开口116可以结合在致动出口门114中。

此外，应注意到，预期吊舱外壳24的温度的设计参数可根据飞机12的构造而变化。例如，由金属合金，诸如铝制成的吊舱外壳24将呈现能够承受比由复合材料(即，碳纤维复合材料)制成的吊舱外壳24更高的温度的吊舱外壳24。

相对于致动出口门114在操作期间打开的程度，应预期，在一些实施方案中，角度22小于约60°。在其他实施方案中，角度22预期为小于约55°。再进一步，角度22可以根据要求或根据需要而小于约50°、45°、40°、35°、30°、25°、20°、15°、10°和/或5°。如上所述，致动出口门114可以定位在介于关闭位置(处于0°)与打开位置(约60°)之间的无数个位置中的任一个上。

图23示出容纳在吊舱18内的涡轮发动机206的示意图。

从涡轮发动机206排出热压缩空气(又称为热排出空气)208流。这种热排出空气208被送到预冷却器210的热空气入口。预冷却器210是热交换器，所述热交换器用于利用风扇空气212冷却热排出空气208流，从而产生尤其可以用在飞机的HVAC系统和防冰系统中的冷却的热排出空气流。预冷却器210还产生通过致动出口门10排出的热空气26。

相对于上文论述的各种实施方案，在不脱离本发明的范围的情况下可以一起采用来自实施方案的一个或多个特征。

如上所述，本文描述的实施方案意在示例性说明本发明的广泛广度。本发明意在如在本文中描述一般涵盖所描述的实施方案的变型和等效形式。

Claims (23)

1.一种用于覆盖出口的出口门，所述出口在飞机部件的外壳中限定用于将热空气流排放到所述飞机的外部的出口区域，所述出口门包括：

主体，所述主体限定门区域并且在前缘与后缘之间延伸；以及

联动机构，所述联动机构将所述主体连接至所述飞机，从而允许所述主体在打开位置和关闭位置中的至少一个之间转变；

其中在所述关闭位置上，所述主体至少部分地占据所述出口区域，

其中在所述打开位置上，所述主体与所述飞机的所述外壳形成角度，

其中所述主体的所述前缘和所述飞机的所述外壳在所述主体处于所述打开位置时在其之间限定间隔，并且

其中所述间隔限定用于将冷空气与所述热空气流混合的空气流。

2.如权利要求1所述的出口门，其中所述主体形成低压区，所述低压区在所述主体处于所述打开位置时拉动所述热空气流离开所述排气门。

3.如权利要求2所述的出口门，其中在所述主体处于所述打开位置时，所述主体和所述间隔配合来拉动所述热空气流离开所述排气门并且将所述冷空气与所述热空气流混合。

4.如权利要求2所述的出口门，其中所述低压区形成在所述主体的下游。

5.如权利要求2所述的出口门，其中所述低压区邻近所述主体的下表面形成。

6.如权利要求1所述的出口门，其中所述联动机构在所述主体的所述前缘的后方连接至所述主体。

7.如权利要求1所述的出口门，其还包括：

至少一个开口，所述至少一个开口由所述主体在处于所述关闭状态时限定，其中至少一个开口建立开口区域，

其中所述开口区域小于所述出口区域。

8.如权利要求7所述的出口门，其中所述至少一个开口由所述门区域与所述出口区域之间的差异来限定，以使得形成所述至少一个开口的间隙被建立在所述主体与所述出口之间。

9.如权利要求7所述的出口门，其中所述至少一个开口包括贯穿所述主体的多个开口。

10.如权利要求7所述的出口门，其中所述开口区域与所述出口区域之比是以下中的至少一项：所述出口区域的约10％到20％之间、所述出口区域的约12％到18％之间、所述出口区域的约14％到16％之间，或所述出口区域的约15％。

11.如权利要求1所述的出口门，其中所述主体相对于所述飞机部件打开的所述角度小于约60°、55°、50°、45°、40°、35°、30°、25°、20°、15°、10°以及5°中的至少一个。

12.如权利要求6所述的出口门，其中所述主体限定前缘、后缘、第一侧边缘以及第二侧边缘，

其中所述第一侧边缘和所述第二侧边缘将所述前缘连接至所述后缘，并且

其中所述前缘与所述飞机部件之间的距离在所述主体处于所述打开状态时小于所述侧边缘中至少一个的平均长度的25％。

13.如权利要求8所述的出口门，其中所述间隙在所述前缘与所述后缘之间在所述第一侧边缘与所述第二侧边缘之间延伸。

14.如权利要求9所述的出口门，其中所述多个开口具有不同的大小。

15.如权利要求1所述的出口门，其还包括在其内表面上的多个涡流发生器。

16.如权利要求1所述的出口门，其中所述出口开口是包括多个叶片的排气管道的末端。

17.如权利要求1所述的出口门，其中所述出口开口是包括多个涡流发生器的排气管道的末端。

18.一种用于覆盖出口的出口门，所述出口在飞机部件的外壳中限定用于将热空气流排放到所述飞机的外部的出口区域，所述出口门包括：

主体，所述主体限定门区域并且在前缘与后缘之间延伸；以及

联动机构，所述联动机构将所述主体连接至所述飞机，从而允许所述主体在打开位置和关闭位置中的至少一个之间转变；

其中在所述关闭位置上，所述主体部分地占据所述出口，从而建立由门区域与出口区域之间的差异限定的间隙，并且

其中在所述打开位置上，所述主体与所述飞机的所述外壳形成角度。

19.如权利要求18所述的出口门，其中所述出口门形成低压区，所述低压区在所述主体处于所述打开位置时拉动所述热空气流离开所述飞机的所述外壳。

20.如权利要求18所述的出口门，其中所述门区域小于所述出口区域。

21.如权利要求18所述的出口门，其中所述间隙位于所述主体的所述前缘前面。

22.如权利要求18所述的出口门，其中所述间隙跟随在所述主体的所述后缘后面。

23.如权利要求18所述的出口门，其中所述间隙包括所述主体的所述前缘或所述后缘中的至少一个中的多个槽口。