CN106882392A - 具有包括两个枢转地安装的排放部段的热空气排放件的飞行器 - Google Patents

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Abstract

一种具有至少一个发动机的飞行器(1)，该发动机在飞行器的操作中产生热空气流(7)，该飞行器设有至少一个热空气排放件(6)以排出所产生的热空气流(7)，该排放件包括至少一个第一排放部段(6a)，其藉由相关联的偏轴旋转接头(10)以可转动的方式安装于至少一个第二排放部段(6b)，其中还设有致动构件(11)，该致动构件适合于在操作中将转动力矩施加于至少一个第二排放部段以使其纵向轴线(6g)相对于至少一个第一排放部段的纵向轴线(6e)偏移预定偏移角度(12b)。本发明还涉及一种操作热空气排放件(6)的方法。本发明能使得能减小飞行器承载结构部件由于热空气流而过度升温，从而能可靠地防止这些承载结构部件受损或破坏。

Description

具有包括两个枢转地安装的排放部段的热空气排放件的飞 行器
技术领域
本发明涉及一种飞行器，该飞行器具有机身，该机身限定至少一个驱动系统容纳区域，该驱动系统容纳区域容纳至少一个发动机，该至少一个发动机在飞行器的操作中产生热空气流，其中，设有至少一个热空气排放件用以排出所产生的热空气流，所述飞行器包括根据权利要求1所述的特征。本发明还涉及一种操作具有机身的飞行器的热空气排放件的方法，该热空气排放件适合于排出由飞行器的至少一个发动机在操作中所产生的热空气流，所述方法包括根据权利要求12所述的步骤。
背景技术
飞行器且尤其是旋转机翼飞行器的机身通常产生内部区域以及设置在该机身内部的驱动系统容纳区域。该内部区域通常包括至少一个驾驶舱并且可进一步包括用于乘客和/或货物的机舱。该驱动系统容纳区域通常容纳一个或多个发动机，这些发动机适合于例如通过将动力提供给诸如齿轮装置之类的相关联动力分配单元来驱动飞行器，且该动力分配单元然后将该动力提供给诸如推进器、旋翼或其它部件之类的合适推进单元。
典型地，一个或多个发动机实施为诸如柴油发动机、燃气发动机、燃气涡轮机之类的吸气式推进发动机，该吸气式推进发动机燃烧燃料/空气混合物以产生动力。在操作中，所有的此类吸气式推进发动机均需要新鲜空气、理想地是冷空气，该新鲜空气与燃料混合物以使得这些发动机充分地并且令人满意地运行。
然而，所有的此类吸气式推进发动机将不仅在操作中产生动力而且会产生热量，该热量必须从发动机中散除，以防止该发动机过热，这对于整个飞行器的性能、安全性以及可靠性是至关重要的。通常，此类热量转换成热空气流，这些热空气流经由设置在机身处的合适的热空气排放件从发动机散除并且从旋转机翼飞行器排出。
通常，旋转机翼飞行器的热空气排放件借助平直的或大多是平直的排放导管实施。这些排放导管将从发动机产生的热空气流引导通过相关联的发动机罩。使得这些排放导管尽可能平直的主要原因是空气动力学摩擦损失，如果所产生的热空气流并不相对于旋转机翼飞行器的纵向轴线至少近似同轴地、而是相对于该纵向轴线以预定偏转角度排出，则会产生此种空气动力学摩擦损失。
排放导管以及它们在机身处的传统布置的平直或大多是平直的造形使所产生的热空气流成束，该成束的空气流通常引导至非常靠近旋转机翼飞行器，从而尤其是在中间结构中和/或靠近相应的排放导管出口的相对应尾桁——导致飞行器机体结构的局部升温。然而，如果中间结构和/或相对应的尾桁区域过度地升温至高于所使用的结构材料的基本操作极限，则此种局部升温可能会损坏或甚至破坏该中间结构和/或相对应的尾桁区域。因此，须采取对应措施来避免此种过度升温，尤其是旋转机翼飞行器的承载结构部件的过度升温。
用于保护旋转机翼飞行器的承载结构部件免受过度升温影响的一种传统对应措施包括提供热量隔绝/屏蔽面板，该热量隔绝/屏蔽面板安装在承载结构部件的顶部上。这些面板通常与相对应的承载结构部件隔开，以提供间隙，该间隙允许面板和相对应的承载结构部件之间空气通风。此外，这些面板可涂覆有耐热的、哑光黑色或无烟煤的顶部涂层。然而，此类热量隔绝/屏蔽面板通常将额外的重量增加至飞行器机体结构上。此外，这些热量隔绝/屏蔽面板产生附加的空气动力学阻力并且干扰旋转机翼飞行器的相应外部方面/设计。
用于保护旋转机翼飞行器的承载结构部件免受由于排放所产生的热空气流束导致的过度升温影响的另一选项包括提供较长和/或弯曲的排放导管。然而，较长和/或弯曲的排放导管在排放导管内产生空气动力学摩擦，且因此减小可获得的发动机动力并且降低燃料效率。
再者，承载结构部件能利用能够应付更高工作温度的结构材料来实施，以避免提供热量隔绝/屏蔽面板和/或较长和/或弯曲的排放导管。然而，能够应付此种更高工作温度的材料通常是昂贵的并且在制造期间需要高劳动强度。因此，此种替代通常由于巨额成本弊端而被避开。
或者，排气导管能由合适的冷却装置冷却。借助示例，文献EP 1 887 208 A2和EP1 817 490 A1描述了经冷却的排放导管。然而，此类经冷却的排放导管通常是昂贵的并且制造复杂。
文献US 4 679 732 A、US 4 248 041 A、US 4 132 089 A、US 3 837 578 A、US 3525 475 A、US 3 451 624 A、US 3 400 540 A、US 3 441 220 A、US 3 355 889 A、US 3180 087 A、US 3 067 579 A和US 2 933 891 A描述了一种可转向的、即至少部分地可转动的排放导管，其中，至少一个第一排放部段以可转动的方式安装于至少一个第二排放部段。然而，这些可转向的排放导管限定喷射管道，这些喷射管道用于将飞行器喷射发动机的推进气体排出以产生推进喷气。
发明内容
因此，本发明的目的是提供一种新型的飞行器，该飞行器具有至少一个发动机并且具有至少一个热空气排放件，该至少一个发动机在飞行器的操作中产生热空气流，该至少一个热空气排放件设置成用于排放所产生的热空气流，以使得至少能减小飞行器的承载结构部件由于所排出的热空气流而导致的过度升温，从而能可靠地防止这些承载结构部件受损或破坏。
上述目的通过这样的飞行器解决，该飞行器具有至少一个发动机并且具有至少一个热空气排放件，该至少一个发动机在飞行器的操作中产生热空气流，而该至少一个热空气排放件设置成用于排出所产生的热空气流，所述飞行器包括根据权利要求1所述的特征。
更确切地说，根据本发明，提供一种具有机身的飞行器，该机身限定至少一个驱动系统容纳区域。该驱动系统容纳区域容纳至少一个发动机，该至少一个发动机在飞行器的操作中产生热空气流，其中，设有至少一个热空气排放件用于排出所产生的热空气流。至少一个热空气排放件包括至少一个第一排放部段和至少一个第二排放部段，该至少一个第二排放部段经由相关联的偏轴旋转接头以可转动的方式安装于至少一个第一排放部段。设有致动构件，该致动构件适合于在飞行器的操作中将转动力矩施加于至少一个第二排放部段，以使得该至少一个第二排放部段的纵向轴线基于至少一个如下参数而相对于至少一个第一排放部段的纵向轴线偏移预定偏移角度：飞行器在操作中的当前航行参数、所产生的热空气流经由至少一个热空气排放件排出的机身区域中的当前温度和/或致动构件的当前操作温度。
根据本发明的一个方面，如果预期飞行器的各部件，且尤其是飞行器的承载结构部件发生不期望的并且过度的升温，则能通过使得至少一个第二排放部段在飞行器的操作中、围绕相关联的偏轴旋转接头相对于至少一个第一排放部段转动来实现所产生的热空气流的选择性偏转。所产生的热空气流的此种选择性偏转适合于避免过度的升温，而在旋转机翼飞行器的情形中、基本上仅仅对于诸如在不利的横切风下的悬停飞行之类的少量特定飞行状况需要此种选择性偏转。
更确切地说，在通常可能导致飞行器的机体结构，尤其是该机体结构的承载结构部件发生过度升温的飞行状况期间，较高的摩擦损失通常在不影响飞行器的总体性能和效率的有限时间范围内被至少部分地接受。这是可接受的，因为此种较高的摩擦损失且因此减小的动力和增大的燃料消耗仅仅在需要高的发动机动力输出的飞行演习中发生，而相应的承载结构部件的过度升温通常仅仅在具有较低或不具有空气速度的飞行状况、例如在旋转机翼飞行器的情形下在悬停期间发生。因此，使得在具有较低或不具有空气速度的飞行状况期间、远离机体结构的所产生热空气流的暂时偏转可牢靠地且可靠地防止飞行器的承载结构部件在操作中的过度升温。
有利的是，通过使得所产生的热空气流在飞行器的操作中选择性地偏转，能避免实施上述对应措施，即设置热量隔绝/屏蔽面板、较长和/或弯曲的排放导管、能够应付较高工作温度的结构材料和/或经冷却的排放导管。因此，能实现重量减小和光学/设计益处。此外，能实现延长设置在飞行器机体结构上的顶部涂层的使用寿命，因为至少减缓该顶部涂层的过度升温。此外，具有较高动力输出的发动机能安装在飞行器中，而无需重设计/重新计算现有的飞行器机体结构。
根据本发明的一个方面，至少一个热空气排放件的至少一个第一排放部段实施为具有第一直径的前部排放管，该前部排放管固定地安装于飞行器的机身，而至少一个第二排放部段实施为具有第二直径的后部排放管，该后部排放管旋转地安装于前部排放管。后部排放管的半径较佳地大于前部排放管的半径。致动构件较佳地以可转动的方式，例如藉由球接头安装在后部排放管的外表面上。该致动构件的另一端部优选地以可转动的方式安装在飞行器的机身上，例如在旋转机翼飞行器的情形下安装在对应的尾桁上。
较佳地，在预期不会产生过度升温的飞行器正常飞行状况中，尤其是靠近至少一个热空气排放件的对应出口，前部和后部排放管的两个中心轴线对准并且所产生的热空气流并不偏转。然而，例如旋转机翼飞行器的悬停期间，如果预期发生过度升温和/或如果飞行状况需要降低靠近至少一个热空气排放件的对应出口处的飞行器机身上的温度，则激活致动构件，以使得后部排放管相对于前部排放管远离机身转向，即转动角度α。
有利的是，由于后部排放管以旋转角度γ成角度地旋转安装在前部排放管上，该旋转角度在旋转平面的5°≤γ≤30°范围内，因而借助致动构件改变角度α致使所排出的热空气流的对应偏转角度β改变，这意味着第二排放管且因此所排出的热空气流发生偏转。较佳地，所能达到的最大角度β取决于旋转角度γ，该旋转角度优选的是恒定的并且在飞行器的基础设计阶段得以限定。此外，致动构件的联动件的基础设计影响最大偏转角度β，并且从实践的角度来看，在10°≤β≤30°范围内的偏转角度β会适合于防止飞行器机体结构过度升温至高出最大操作极限，该最大操作极限由在机身的靠近至少一个热空气排放件的对应出口的区域中所使用的对应材料所设定。通常，在该区域中用于承载结构的金属或复合材料的最大操作温度在100和250℃之间。
较佳地，能直接地和/或间接地激活该致动构件。更确切地说，能基于预编程参数组来实现间接致动，这些预编程参数值考虑当前飞行高度和/或发动机操作状况。直接致动能基于飞行器机身上分别测得的表面温度和/或通过使用温度感应致动器来实施。温度感应致动器能有利地布置在结构中的承受最大工作温度的区域中，其中，致动器自身例如借助膨胀流体、气体或刚性介质而感应温度感应，并且直接产生用于使得后部排放管转向的所有必需的力。
根据本发明的一个方面，飞行器是旋转机翼飞行器并且较佳地是直升飞机。该飞行器的机体结构较佳地对应于该飞行器的机身，以使得术语“机体结构”和“机身”在下文能互换地使用。
根据一较佳实施例，致动构件包括温度感应致动器，其中，该温度感应致动器配置有可膨胀的流体或气体，当致动构件的当前操作温度升高时，该可膨胀的流体或气体则膨胀。
根据又一较佳的实施例，该温度感应致动器至少安装在机身的温度临界区域附近。
根据又一较佳的实施例，该致动构件借助第一轴承安装于至少一个第二排放部段并且借助第二轴承安装于机身。
根据又一较佳实施例，该致动构件包括温度感应致动器，其中，该温度感应致动器装配有可膨胀的刚性材料，如果致动构件的当前操作温度升高，则该可膨胀的刚性材料适合于膨胀。
根据又一较佳的实施例，该温度感应致动器至少安装在机身的温度临界区域附近。
根据再一较佳的实施例，该致动构件和/或设置成控制该致动构件致动的传感器至少适合于在100℃和250℃之间的温度下操作。
根据另一较佳的实施例，这些传感器包括至少一个温度传感器。
根据又一较佳实施例，相关联的偏轴旋转接头相对于至少一个第一排放部段的横向方向限定旋转角度，该旋转角度包括在5°和30°的范围内。
根据又一较佳实施例，预定偏移角度包括在10°和30°的范围内。
根据又一较佳实施例，至少一个第二排放部段包括排放件直径，该排放件直径大于至少一个第一排放部段的排放件直径。
本发明进一步提供一种操作具有机身的飞行器的热空气排放件的方法，其中，该热空气排放件适合于排放由飞行器的至少一个发动机在操作中所产生的热空气流，并且该热空气排放件包括至少一个第一排放部段和至少一个第二排放部段，该至少一个第二排放部段经由相关联的偏轴旋转接头以可转动的方式安装于至少一个第一排放部段并且能藉由致动构件转动。该方法包括至少下列步骤：确定飞行器在操作中的当前航行参数、所产生的热空气流经由热空气排放件排放至其中的机身区域当前温度和/或致动构件的当前操作温度，以及基于飞行器在操作中的当前航行参数、所产生的热空气流经由热空气排放件排放至其中的机身区域当前温度和/或致动构件的当前操作温度而藉由致动构件将转动力矩施加于至少一个第二排放部件，以使得该至少一个第二排放部段的纵向轴线相对于至少一个第一排放部段的纵向轴线偏移预定偏移角度。
根据本发明的一个方面，当前航行参数至少包括当前发动机动力输出、诸如空气速度和尾部旋翼桨距之类的当前飞行状况和/或发动机/飞行状况“历史”，例如对于最后的10分钟飞行的监控。这些当前的航行参数能例如使用合适的算法来分析，该算法较佳地还允许对机身的热惯量进行参数积分，因为机身由于所产生的热空气流的升温仅存在一些延迟。
根据本发明的一个方面，所产生的热空气流经由热空气排放件排出至其中的机身区域当前温度能利用其它飞行/发动机状况进行交叉检查。即使机身上、在靠近热空气排放件的出口区域中的当前温度暂时过高，这仍可允许在前部和后部排放管对准以使得所产生的热空气流并不偏转的情形下飞行至少一段有限的时间。
根据一较佳实施例，将转动力矩施加于至少一个第二排放部段的步骤包括当致动构件的当前操作温度超过预定阈值时，将转动力矩施加于至少一个第二排放部段。
根据又一较佳实施例，致动构件包括温度感应致动器，该温度感应致动器配置有可膨胀的流体或气体，当致动构件的当前操作温度升高时，该可膨胀的流体或气体则膨胀，其中，该预定阈值限定该可膨胀介质在操作中开始膨胀时的温度。
根据又一较佳实施例，致动构件包括温度感应致动器，该温度感应致动器装配有可膨胀的材料，如果致动构件的当前操作温度升高，则该可膨胀的材料适合于膨胀，其中，该预定阈值限定该可膨胀介质在操作中开始膨胀的温度。
附图说明
通过参照附图的下文描述借助示例来概括本发明的较佳实施例。在这些附图中，相同或功能上相同的部件和元件由相同的附图标号和符号来标示，因此在以下描述中仅仅描述一次。
图1示出飞行器的示意侧视图，该飞行器具有至少一个发动机和根据本发明的至少一个热空气排放件，
图2示出具有致动构件的、图1所示至少一个热空气排放件的侧视图，其处于正常操作模式，
图3示出图2所示至少一个热空气排放件的侧视图，其处于热保护模式，
图4示出图2所示至少一个热空气排放件的平面图，
图5示出图3所示至少一个热空气排放件的平面图，
图6示出根据一个实施例的双侧致动构件的示意图，
图7示出操作根据第一实施例的飞行器的热空气排放件的方法，
图8示出操作根据第二实施例的飞行器的热空气排放件的方法，以及
图9示出操作根据第三实施例的飞行器的热空气排放件的方法。
具体实施方式
图1示出飞行器1，该飞行器包括机身2，该机身根据本发明一个方面至少限定内部区域2a和驱动系统容纳区域1f。该飞行器1示例性地实施为旋转机翼飞行器且尤其是实施为直升飞机。因此，出于简洁和清晰的目的，下文将飞行器1称为“直升飞机1”。然而，应注意到本发明不限于直升飞机，而是能类似地应用于其它飞行器。
说明性地是，机身2进一步限定飞行器1的外表面1g和至少一个尾桁2b，而且此外可限定驾驶舱以及乘客舱和/或货物隔室。然而，为了附图的简洁且清晰，此种驾驶舱、乘客舱以及货物隔室并不示出或进行更详细地解释。
直升飞机1说明性地包括至少一个主旋翼1a，该至少一个主旋翼用于在操作期间提供升力和向前或向后推力。至少一个主旋翼1a较佳地驱动地联接于至少一个发动机5并且优选地实施为多桨叶旋翼。该多桨叶旋翼示例性地包括多个旋翼桨叶1b、1c，这些旋翼桨叶在相关联的旋翼头部1d处安装于旋翼轴1e，该旋翼轴在直升飞机1的操作中围绕相关联的旋翼轴线转动。较佳地，该旋翼轴1e驱动地连接于直升飞机1的主齿轮装置4，该主齿轮装置也较佳地驱动地连接于至少一个发动机5，两个发动机优选地都设置在驱动系统容纳区域1f中。
根据本发明的一个方面，至少一个发动机5实施为直升飞机1的主发动机，并且因此出于简化和清晰起见在下文也称为“主发动机5”。较佳地，该主发动机5实施为吸气式推进发动机，例如柴油发动机、气体发动机、气体涡轮机等等。然而，应注意的是，本发明并不局限于实施为直升飞机的主发动机，其仅仅是为了说明和解释地目的而进行了描述，并且至少一个发动机5也可例如实施为辅助发动机而非主发动机。
较佳地，设有至少一个热空气排放件6以将在操作中由主发动机5产生的热空气流7排出。该至少一个热空气排放件6说明性地至少部分地位于尾桁2b附近。
此外，直升飞机1可包括一个或多个反扭矩装置，这些反扭矩装置构造成在操作期间提供反扭矩，即对抗由至少一个主旋翼1a转动产生的扭矩，以在偏航方面平衡直升飞机1。举例而言，具有尾部转子3a的反扭矩装置3设置在尾桁2b处的翼部2c区域中，该该反扭矩装置可进一步设有例如水平稳定器、缓冲器和/或由机身2实施或附连于该机身的尾部机翼。
例如上文已进行地描述，机身2限定驱动系统容纳区域1f，该驱动系统容纳区域较佳地设置在机身2内部。更确切地说，该驱动系统容纳区域1f限定机身2的上部盖板区域，该上部盖板区域在机身2的上部机身侧2d附近设置在该机身2内部。说明性地是，上部机身侧2d是机身2上面向多个旋翼桨叶1b、1c的那侧。因此，出于简化和清晰起见，该驱动系统容纳区域1f在下文也称为“上部盖板区域1f”。
根据本发明的一个方面，上部盖板区域1f包括至少一个防火区域9，该至少一个防火区域由至少一个防火墙结构8限定。该至少一个防火区域9较佳地在至少一个防火墙结构8内容纳主发动机5，以使得至少一个防火墙结构8在主发动机5和机身2的内部区域2a之间限定耐火分隔部。因此，至少一个防火墙结构8包括多个较佳地互连的防火墙8a、8b、8c和8d，这些防火墙界定至少一个防火区域9。举例而言，并且沿直升飞机1的向前飞行方向观察，防火墙8a限定前部防火墙，防火墙8b限定后部防火墙，防火墙8c限定下部防火墙，而防火墙8d限定中间防火墙。
图2示出图1所示直升飞机1的机身2的部段，该部段具有图1所示的至少一个热空气排放件6，该至少一个热空气排放件设置成将所产生热空气流7从图1所示主发动机5中排出。出于附图的简化和清晰起见，下文进行说明和描述单个热空气排放件6。因此，该单个热空气排放件6称为“热空气排放件6”。然而，应注意的是，图1所示直升飞机1也可包括两个或更多个热空气排放件，例如对于每个所提供的主发动机设置一个热空气排放件，或者对于图1所示的主发动机5设置两个或更多个热空气排放件。在这些构造中，较佳地，至少一个热空气排放件类似地实施为根据本发明的热空气排放件6。
根据本发明的一个方面，热空气排放件6包括至少一个第一排放部段6a和至少一个第二排放部段6b，该至少一个第二排放部段优选地限定热空气出口6h。在操作中，所产生的热空气流7从图1所示主发动机5通过至少一个第一排放部段6a引导至至少一个第二排放部段6b，并且然后经由热空气出口6h排出。因此，该热空气出口能设有合适的喷嘴。
下文也称为“前部排放部段6a”的至少一个第一排放部段6a较佳地实施为基本上平直的排放管。该前部排放部段6a优选地以一个轴向端部连接于图1所示主发动机5，并且以该前部排放部段的另一轴向端部安装于相关联的偏轴旋转接头10，该另一轴向端部优选地被倾斜地切断。下文也称为“后部排放部段6b”的至少一个第二排放部段6b也较佳地实施为基本上平直的排放管。该后部排放部段6b包括一个轴向端部，该轴向端部较佳地被倾斜地切断并且安装于相关联的偏轴旋转接头10，而该后部排放部段的另一轴向端部是自由端部并且限定热空气排放件6的热空气出口6h。较佳地，该后部排放部段6b经由相关联的偏轴旋转接头10以可转动的方式安装于前部排放部段6a。
应注意的是，偏轴旋转接头的构造和功能性对于本领域技术人员是众所周知的。因此，出于简明扼要起见，下文不会对相关联的偏轴旋转接头10以及前部、后部排放部段6a、6b借助该偏轴旋转结构10安装于彼此进行更详细地描述。
说明性地是，前部排放部段6a包括纵向轴线6e和排放件直径6c。排放件直径6c限定前部排放部段6a的横向方向6f，即横截面。较佳地，相关联的偏轴旋转接头10相对于横向方向6f限定旋转角度12a，该旋转角度包括在5°和30°的范围内。
类似地，该后部排放部段6b包括纵向轴线6g和排放件直径6d，该排放件直径限定后部排放部段6b的横截面。后部排放部段6b的排放件直径6d较佳地大于前部排放件直径6a的排放件直径6c。此外，在正常操作模式中，由后部排放部段6b的排放件直径6d所限定的横截面优选地至少基本上平行于由前部排放部段6a的排放件直径6c所限定的横截面，其中，该纵向轴线6e、6g彼此至少同轴地设置并且较佳地彼此对准。
根据本发明的一个方面，设有致动构件11，该致动构件适合于在图1所示直升飞机的操作中将转动力矩施加于后部排放部段6b，以使得在热保护模式中使后部排放部段6b的纵向轴线6g相对于前部排放部段6a的纵向轴线6e偏移。更确切地说，施加转动力矩，以使得由后部排放部段6b的排放件直径6d所限定的横截面相对于由前部排放部段6a的排放件直径6c所限定的横截面倾斜地偏移。
较佳地，致动构件11至少适合于在100℃和250℃温度范围内操作。说明性地是，致动构件11藉由第一轴承11a安装于后部排放部段6b，并且藉由第二轴承11b安装于图1所示直升飞机1的机身2。第一和第二轴承11a、11b能例如实施为球轴承或接头。优选的是，该致动构件11包括至少一个致动器11e，该至少一个致动器适合于产生这样的力，该力借助第一和第二轴承11a、11b转换成转动力矩。
根据本发明的一个方面，致动器11e且由此致动构件11基于至少一个如下参数产生并施加转动力矩：操作中的图1所示飞行器1的当前航行参数、所产生的热空气流7经由热空气排放件6排出至其中的机身2区域当前温度和/或致动构件11的当前操作温度。下文参照图7至图9描述示例性操作方法。
较佳地，致动器11e是温度感应的，并且优选地配置有温度感应的可激活介质11d。例如，温度感应的可激活介质11d能利用可膨胀的流体和/或气体和/或刚性材料来实现，如果温度感应致动器11e、即致动构件11的当前操作温度升高，该可膨胀的流体和/或气体和/或刚性材料则膨胀。较佳地，该温度感应致动器11e至少安装在机身2的温度临界区域附近，即靠近后部排放部段6b和/或热空气出口6h安装。
图3示出图2所示的热空气排放件6，该热空气排放件具有前部排放部段6a和后部排放部段6b，该前部排放部段具有纵向轴线6e，而该后部排放部段具有纵向轴线6g和热空气出口6h。举例而言，所示的热空气排放件6处于热保护模式。
根据本发明的一个方面，如果图2所示致动构件11的温度感应致动器11e，即致动构件11的当前操作温度超过预定阈值，则该温度感应致动器的温度感应可激活介质11d就将转动力矩施加于后部排放部段6b。该预定阈值除此之外取决于图2所示热空气流7的最大可达到温度以及取决于图2所示机身2的、需要被保护的部件在操作中可能承受的最大可持续温度。
在操作中，如果当前的操作温度超过预定阈值，温度感应的可激活介质11d就如图所示地膨胀，由此将后部排放部段6b拉动成如图示的运动方向11c。这致使后部排放部段6b围绕图2所示相关联的偏轴旋转接头10转动成图示转动方向13，以使得后部排放部段6b的纵向轴线6g相对于前部排放部段6a的纵向轴线6e例如偏移预定偏移角度12b。该预定偏移角度12b优选地包括在10°和30°的范围内。因此，能使排出的所产生热空气流7远离图2所示机身2偏转和引导。
图4示出处于正常操作模式的具有图2所示致动构件11的热空气排放件6，该热空气排放件具有前部排放部段6a和后部排放部段6b，该前部排放部段具有纵向轴线6e，而该后部排放部段具有纵向轴线6g和热空气出口6h。图4进一步说明纵向轴线6e、6g的同轴布置，即例如对准布置。
根据本发明的一个方面，致动构件11连接于一个或多个传感器11f。较佳地设有传感器11f，用于控制致动构件11的致动并且至少适合于在100℃和250℃之间的温度下操作。优选的是，传感器11f包括至少一个温度传感器。
应注意的是，如果设有一个或多个传感器11f来控制致动构件11的致动，则能省略设置温度感应的可激活介质11d且由此省略图2所示温度感应致动器11e。在该情形中，例如电气、磁性的和/或液压的致动器能用于致动构件11。
图5示出具有图3所示致动构件11的热空气排放件6，其处于热保护模式，该热空气排放件具有前部排放部段6a和后部排放部段6b，该前部排放部段具有纵向轴线6e，而该后部排放部段具有纵向轴线6g和热空气出口6h。图5进一步说明纵向轴线6e、6g偏移图3所示的预定偏移角度12b、即对应的倾斜角度12c。
图6示出根据本发明一个方面的双侧致动构件14。更确切地说，在各种应用情况中，例如，如果图1所示直升飞机1装配有两个单独的主发动机5，每个主发动机均设有图2至图5所示的热空气排放件，则根据本发明的两个热空气排放件6会需要同时被致动。
较佳地，该双侧致动构件14包括至少一个致动器14a，该至少一个致动器优选地配置有可膨胀介质14b。根据本发明的一个方面，至少一个致动器14a被液压地或电气地驱动。
如果至少一个致动器14a是液压的，则如图所示能提供单个主气缸，该单个主气缸具有包含可膨胀介质14b的一个液压流体腔室。该可膨胀介质14b较佳地适合于控制两个控制杆15a、15b沿相反方向、例如沿直线运动方向16a、16b的运动。
图7示出根据本发明第一方面的、在操作中操作图1所示直升飞机的图2至图5的热空气排放件6的示例性方法17。该方法17以步骤S1开始，在步骤S1中，确定至少在直升飞机1的图1所示机身2的如下区域中的温度：图1所示的所产生的热空气流7经由图2至图5所示热空气排放件6排放至该区域。较佳地是，持续地测量该当前温度。
如果在步骤S2处确定该当前温度在合格范围内，即低于如上所述的阈值，则方法17持续至步骤S3，在步骤S3中，热空气排放件6进一步以图2和图4所示的正常操作模式操作。然而，如果在步骤S4处确定该当前温度过高，即高于阈值，则方法17持续至步骤S5。在步骤S5，确定当前的激活参数，例如示例性地包括当前发动机动力输出、空气速度和尾部旋翼桨距的飞行和/或发动机状况、和/或诸如监控最后10分钟飞行之类的发动机/飞行状况“历史”，这些当前的激活参数适合于确定热空气排放件6是否应从正常操作模式切换至热保护模式。
如果在步骤S6确定当前的激活参数并不需要从正常操作模式切换至热保护模式，则方法17持续至步骤S3。然而，如果在步骤S7确定需要从正常操作模式切换至热保护模式，则热空气排放件6在步骤S8被致动并且转动力矩藉由图2至图5所示的致动构件11或者藉由图6所示致动构件14施加至上文参照图3所描述的热空气排放件6的、如图2至图5所示的后部排放部段6b，用以将热空气排放件6从正常操作模式切换至热保护模式。
然而，应注意的是，步骤S5较佳地是可选的并且并非必须在方法17内执行。在该情形中，能省略步骤S5、S6和S7，并且方法17直接从步骤S4进行至步骤S8。
图8示出根据本发明第二方面的、在操作中操作图1所示直升飞机的图2至图5的热空气排放件6的示例性方法18。该方法18以步骤S10起始，在步骤S10中，确定当前的激活参数，例如飞行和/或发动机状况以及更确切地说是飞行高度和/或发动机操作状况(示例性地包括当前发动机动力输出、空气速度和尾部旋翼桨距)和/或发动机/飞行状况“历史”(例如，监控最后10分钟飞行)。较佳地是，持续地监控这些激活参数。
在步骤S11，将所确定的当前激活参数与对应的预编程参数组进行比较。这些预编程参数组较佳地以合适的查询表形式存储在相关联的存储介质中。
在步骤S12，确定热空气排放件6是否应从正常操作模式切换至热保护模式。如果在步骤S13确定无需进行切换，则方法18持续至步骤S14，在步骤S14中，热空气排放件6进一步以图2和图4所示的正常操作模式操作。然而，如果在步骤S15确定需要进行切换，则方法18持续至步骤S16，在步骤S16，热空气排放件6被致动并且转动力矩藉由图2至图5所示的致动构件11或者藉由图6所示致动构件14施加至上文参照图3所描述的热空气排放件6的图2至图5所示后部排放部段6b，用以将热空气排放件6从正常操作模式切换至热保护模式。
图9示出根据本发明第三方面的、在操作中操作图1所示直升飞机的图2至图5的热空气排放件6的示例性方法19。该方法19以步骤S100起始，在该步骤S100中，确定图2至图5所示致动构件11的当前操作温度。较佳地，持续地确定当前的操作温度，优选地通过相应地由温度对于致动构件11引起的变化来间接地确定当前的操作温度。
更确切地，在步骤S110，如果当前的操作温度发生改变，则图2至图5所示致动构件11的温度感应致动器11e的可激活介质11d做出反应。如上所述，如果当前的操作温度升高，则该可激活介质11d较佳地膨胀。
如果当前的操作温度不发生改变，则方法19持续至步骤S120，在步骤S120中，图1所示直升飞机1的热空气排放件6进一步以根据图2和图4的正常操作模式操作。然而，如果当前的操作温度发生改变并且可激活介质11d膨胀，则方法19持续至步骤S130，在步骤S130，热空气排放件6被致动并且转动力矩经由图2至图5所示的致动构件11施加至上文参照图3所描述的热空气排放件6的图2至图5所示后部排放部段6b，用以将热空气排放件6从正常操作模式切换至热保护模式。
应注意的是，上述实施例仅仅借助示例进行了描述而并不用于限制本发明。而是，对于上述实施例的修改落在本领域技术人员的公知常识内，并且因此也被认为是本发明的一部分。例如，图7至图9所示的方法17、18和19能组合成单个方法。此外，能根据当前的温度数值分别调节图2至图5的所产生热空气流7的偏转度等等。
附图标记列表
1 飞行器
1a 主旋翼
1b、1c 旋翼桨叶
1d 旋翼头部
1e 旋翼轴
1f 驱动系统容纳区域
1g 飞行器外表面
2 机身
2a 机身内部区域
2b 尾桁
2c 翼部
2d 上部机身侧
3 反扭矩装置
3a 尾部旋翼
4 主齿轮装置
5 主发动机
6 主发动机的热空气排放件
6a 前部排放件
6b: 后部排放件
6c: 前部排放件直径
6d 后部排放件直径
6e 前部排放件纵向轴线
6f 前部排放件横向方向
6g 后部排放件纵向轴线
6h 热空气排放件出口
7 主发动机的热空气流
8 防火墙结构
8a 前部防火墙
8b 后部防火墙
8c 下部防火墙
8d 中间防火墙
9 防火区域
10 偏轴旋转接头
11 致动构件
11a 排放件致动构件轴承
11b 机身致动构件轴承
11c 致动器的致动运动方向
11d 可激活介质
11e 致动器
11f 传感器
12a 正常模式的旋转角度
12b 偏转模式的水平偏移角度
12c 偏转模式的垂直倾斜角度
13 后部排放件转动方向
14 双侧致动构件
14a 双侧致动器
14b 可膨胀介质
15a、15b 控制杆
16a、16b 控制运动方向
17 第一操作方法
S1-S8 第一操作方法的方法步骤
18 第二操作方法
S10-S16 第二操作方法的方法步骤
19 第三操作方法
S100-S130 第三操作方法的方法步骤

Claims (15)

1.一种飞行器(1)，所述飞行器具有机身(2)，所述机身限定至少一个驱动系统容纳区域(1f)，所述驱动系统容纳区域(1f)容纳至少一个发动机(5)，所述至少一个发动机在所述飞行器(1)的操作中产生热空气流(7)，其中，设有至少一个热空气排放件(6)用以排出所产生的热空气流(7)，所述至少一个热空气排放件(6)包括至少一个第一排放部段(6a)和至少一个第二排放部段(6b)，所述至少一个第二排放部段经由相关联的偏轴旋转接头(10)以可转动的方式安装于所述至少一个第一排放部段(6a)，其特征在于，设有致动构件(11)，所述致动构件(11)适合于在所述飞行器(1)的操作中将转动力矩施加于所述至少一个第二排放部段(6b)，以使得所述至少一个第二排放部段(6b)的纵向轴线(6g)基于至少一个如下参数而相对于所述至少一个第一排放部段(6a)的纵向轴线(6e)偏移预定偏移角度(12b)：飞行器(1)在操作中的当前航行参数、所产生的热空气流(7)藉由所述至少一个热空气排放件(6)排出至所述机身(2)的区域中的当前温度和/或所述致动构件(11)的当前操作温度。
2.如权利要求1所述的飞行器(1)，其特征在于，所述致动构件(11)包括温度感应致动器(11e)，所述温度感应致动器(11e)配置有可膨胀的流体或气体，当所述致动构件(11)的当前操作温度升高，所述可膨胀的流体或气体则膨胀。
3.如权利要求1所述的飞行器(1)，其特征在于，所述温度感应致动器(11e)至少安装在所述机身(2)的温度临界区域附近。
4.如权利要求1所述的飞行器(1)，其特征在于，所述致动构件(11)藉由第一轴承(11a)安装于所述至少一个第二排放部段(6b)并且借助第二轴承(11b)安装于所述机身(2)。
5.如权利要求1所述的飞行器(1)，其特征在于，所述致动构件(11)包括温度感应致动器(11e)，所述温度感应致动器(11e)配置有可膨胀的刚性材料，当所述致动构件(11)的当前操作温度升高，所述可膨胀的刚性材料则膨胀。
6.如权利要求1所述的飞行器(5)，其特征在于，所述温度感应致动器(11e)至少安装在所述机身(2)的温度临界区域附近。
7.如权利要求1所述的飞行器(1)，其特征在于，所述致动构件(11)和/或设置成控制所述致动构件(11)的致动的传感器(11f)至少适合于在100℃和250℃之间的温度下操作。
8.如权利要求1所述的飞行器(7)，其特征在于，所述传感器(11f)包括至少一个温度传感器(11f)。
9.如权利要求1所述的飞行器(1)，其特征在于，所述相关联的偏轴旋转接头(10)相对于所述至少一个第一排放部段(6a)的横向方向(6f)限定旋转角度(12a)，所述旋转角度包括在5°和30°之间的范围内。
10.如权利要求1所述的飞行器(1)，其特征在于，所述预定偏移角度(12b)包括在10°和30°的范围内。
11.如权利要求1所述的飞行器(1)，其特征在于，所述至少一个第二排放部段(6b)包括排放件直径(6d)，所述排放件直径大于所述至少一个第一排放部段(6a)的排放件直径(6c)。
12.一种操作具有机身(2)的飞行器(1)的热空气排放件(6)的方法，所述热空气排放件(6)适合于排放由所述飞行器(1)的至少一个发动机(5)在操作中所产生的热空气流(7)，并且所述热空气排放件包括至少一个第一排放部段(6a)和至少一个第二排放部段(6b)，所述至少一个第二排放部段经由相关联的偏轴旋转接头(10)以可转动的方式安装于所述至少一个第一排放部段(6a)并且可藉由致动构件(11)转动，所述方法包括至少如下步骤：
确定飞行器(1)在操作中的当前航行参数、所产生的热空气流(7)藉由所述至少一个热空气排放件(6)排出至其中的所述机身(2)区域的当前温度和/或所述致动构件(11)的当前操作温度，以及
基于所述飞行器(1)在操作中的当前航行参数、所产生的热空气流(7)藉由所述非空气排放件(6)排放至其中的所述机身(2)区域的当前温度和/或所述致动构件(11)的当前操作温度、藉由所述致动构件(11)将转动力矩施加于所述至少一个第二排放部段(6b)，以使得所述至少一个第二排放部段(6b)的纵向轴线(6g)相对于所述至少一个第一排放部段(6a)的纵向轴线(6e)偏移预定偏移角度(12b)。
13.如权利要求12所述的方法，其特征在于，将所述转动力矩施加于所述至少一个第二排放部段(6b)的步骤包括：当所述致动构件(11)的当前操作温度超过预定阈值，将所述转动力矩施加于所述至少一个第二排放部段(6b)。
14.如权利要求12所述的方法，其特征在于，所述致动构件(11)包括温度感应致动器(11e)，所述温度感应致动器(11e)配置有可膨胀的流体或气体，当所述致动构件(11)的当前操作温度升高，所述可膨胀的流体或气体则膨胀，其中，所述预定阈值限定所述可膨胀介质在操作中开始膨胀的温度。
15.如权利要求12所述的方法，其特征在于，所述致动构件(11)包括温度感应致动器(11e)，所述温度感应致动器(11e)配置有可膨胀的刚性材料，当所述致动构件(11)的当前操作温度升高，所述可膨胀的刚性材料则膨胀，其中，所述预定阈值限定所述可膨胀介质在操作中开始膨胀的温度。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109878702A (zh) * 2017-12-06 2019-06-14 林瑤章 推力向量控制器

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR102415585B1 (ko) * 2018-07-25 2022-06-30 삼성중공업 주식회사 펀넬장치 및 이를 포함하는 선박
US20220154613A1 (en) * 2020-11-17 2022-05-19 Pacific Crown Helicopters Deflector exhaust nozzle for as350/ec130 and for other single engine helicopters

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB755019A (en) * 1953-09-09 1956-08-15 Rolls Royce Improvements in or relating to jet-propelled aircraft
US2871656A (en) * 1951-12-07 1959-02-03 Power Jets Res & Dev Ltd Jet-diverting equipment
EP1887208A2 (en) * 2006-07-25 2008-02-13 United Technologies Corporation Attachment hanger system for a cooling liner within a gas turbine engine exhaust duct
CN102472201A (zh) * 2009-08-06 2012-05-23 波音公司 高刚度形状记忆合金驱动的飞机结构
EP2572984A1 (en) * 2011-09-20 2013-03-27 Bell Helicopter Textron Inc. Tiltrotor vectored exhaust system

Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
NL91723C (zh) * 1952-10-23
US2933891A (en) 1953-06-23 1960-04-26 Rolls Royce Jet pipe arrangements for jet propulsion engines
DE1066428B (zh) 1959-01-17
GB953803A (en) 1960-10-21 1964-04-02 Bristol Siddeley Engines Ltd Improvements in or relating to jet propulsion engines
GB1066268A (en) 1964-11-27 1967-04-26 Rolls Royce Jet propulsion power plant
DE1481606A1 (de) 1966-03-03 1970-01-22 Man Turbo Gmbh Vorrichtung zur Betaetigung einer aus drei um ihre Laengsachsen gegeneinander verdrehbaren Rohrabschnitten bestehenden Strahlablenkvorrichtung
GB1091055A (en) 1966-06-08 1967-11-15 Rolls Royce Improvements in or relating to drive mechanisms
DE1288921B (de) 1966-07-23 1969-02-06 Boelkow Gmbh Strahlrohr, insbesondere fuer senkrecht startende und landende Flugzeuge
DE1807068A1 (de) 1967-11-09 1969-08-14 Man Turbo Gmbh Gasablenkvorrichtung
DE2248480C3 (de) 1972-10-03 1975-10-09 Motoren- Und Turbinen-Union Muenchen Gmbh, 8000 Muenchen Turbinenstrahltriebwerk für senkrecht oder kurz startende oder landende Flugzeuge
GB1499887A (en) * 1974-03-02 1978-02-01 Mtu Muenchen Gmbh Device for varying the gas exit area of an exhaust nozzle in a jet deflecting device
GB1514421A (en) 1976-01-10 1978-06-14 Plessey Co Ltd Transmission of movement to a unit mounted on a rotatable carrier
US4248041A (en) 1977-12-03 1981-02-03 Rolls-Royce Limited Gas turbine engine power plant
GB2163105B (en) 1984-08-16 1988-02-10 Rolls Royce Vectorable exhaust nozzle for gas turbine engine
FR2766158B1 (fr) 1997-07-18 1999-10-01 Bonnans Sa Procede et dispositif d'aide au controle, par le pilote, des limitations de puissance du ou des turbomoteurs et/ou du regime rotor des helicopteres thermopropulses
US6735500B2 (en) 2002-06-10 2004-05-11 The Boeing Company Method, system, and computer program product for tactile cueing flight control
US7631481B2 (en) 2004-12-01 2009-12-15 United Technologies Corporation Cooled duct for gas turbine engine
US7581399B2 (en) * 2006-01-05 2009-09-01 United Technologies Corporation Damped coil pin for attachment hanger hinge
US7976310B2 (en) 2006-01-13 2011-07-12 Systems Technology, Inc. Autorotation flight control system
US9193450B2 (en) 2012-02-24 2015-11-24 Bell Helicopter Textron Inc. System and method for automation of rotorcraft entry into autorotation and maintenance of stabilized autorotation

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2871656A (en) * 1951-12-07 1959-02-03 Power Jets Res & Dev Ltd Jet-diverting equipment
GB755019A (en) * 1953-09-09 1956-08-15 Rolls Royce Improvements in or relating to jet-propelled aircraft
EP1887208A2 (en) * 2006-07-25 2008-02-13 United Technologies Corporation Attachment hanger system for a cooling liner within a gas turbine engine exhaust duct
CN102472201A (zh) * 2009-08-06 2012-05-23 波音公司 高刚度形状记忆合金驱动的飞机结构
EP2572984A1 (en) * 2011-09-20 2013-03-27 Bell Helicopter Textron Inc. Tiltrotor vectored exhaust system

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109878702A (zh) * 2017-12-06 2019-06-14 林瑤章 推力向量控制器

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