CN112960123A - 飞机辅助动力单元的进气门装置 - Google Patents

Abstract

一种飞机辅助动力单元的进气门装置，能在满足不同工况下的飞机辅助动力单元本体的进气和通风冷却进气需求的同时，减小进气门处的迎风面积，进而减小在空中运行飞机辅助动力单元时的飞行气动阻力。其特征是，包括：进气和通风截面积比可变的进气门，其由外形板、左侧板、右侧板和分流板组成；进气门轴和进气室，进气门轴使进气门的左、右侧板分别固定在进气室上；以及驱动机构，其一端与进气门轴相连接，另一端与进气室相连接，利用驱动机构旋转进气门轴来操纵进气门相对于飞机机身蒙皮的开启角度或者关闭进气门。进气门的进气和通风截面积比被设置成随着开启角度的变小，通风冷却气流进气区域的通风截面积与进气气流区域的进气截面积之比变小。

Description

飞机辅助动力单元的进气门装置

技术领域

本发明涉及飞机辅助动力单元的进气和通风冷却，更具体地涉及一种进气通风截面积比可变的飞机辅助动力单元的进气门装置。

背景技术

飞机辅助动力单元主要用于起动主发动机和对客舱供气，并为各种机载设备提供辅助电源。通常飞机在地面时主发动机不工作时，主要的气源和电源均来自于飞机辅助动力单元。飞机辅助动力单元需要通过进气系统和通风冷却系统从机身外部吸入气流，进气系统气流用于飞机辅助动力单元自身工作，而通风冷却气流则用于对飞机辅助动力单元的滑油散热器、飞机辅助动力单元舱及飞机辅助动力单元周围的航线可更换单元进行冷却。

现有技术中，飞机辅助动力单元系统的进气主要存在两种形式。

一种形式是通风冷却进气口和飞机辅助动力单元进气口分开。这种形式为了保证在飞行过程中有足够的冷却气流进气量，通常在冷却进气口设置整流罩等装置以实现冲压效果或通过增加风扇以提供足够的进气量。但是，设置整流罩带来飞机阻力的增加进而增加运营成本，而增加风扇会增加系统的复杂性。另外，通常风扇的可靠性相对较差，运营和维护成本较高。

另一种形式是在进气系统中从进气口分流出一部分气流用于冷却。但是，这种形式通常采用一整块共用的进气门，飞机辅助动力单元本体进气气流和通风冷却气流进口截面积固定，无法根据地面和空中等不同的运行状态来调节进气气流与通风冷却气流的配比，并且飞机辅助动力单元在空中运行时，进气门装置在进气门处会产生较大的气动阻力。

由此，如何设计一种能根据不同的运行状态来调节进气气流与通风冷却气流的配比，并且能减小飞机辅助动力单元在空中运行时的飞行气动阻力的进气门装置便成为亟待解决的技术问题。

发明内容

本发明为解决上面提出的技术问题而作，其目的在于提供一种进气通风截面积比可变的飞机辅助动力单元的进气门装置，能根据地面和空中等不同状态的进气和通风需求，调节飞机辅助动力单元本体进气口和通风冷却进气口的截面积配比(即，截面积比可变)，从而在满足不同工况下的飞机辅助动力单元本体的进气和通风冷却进气需求的同时，减小进气门处的迎风面积，进而减小在空中运行飞机辅助动力单元时的飞行气动阻力。

为了实现上述目的，本发明提供一种飞机辅助动力单元的进气门装置，其特征是，包括：进气和通风截面积比可变的进气门，所述进气门由位于顶部的外形板、位于左侧的左侧板、位于右侧的右侧板和位于中间的分流板组成；进气门轴和进气室，所述进气门轴使所述进气门的所述左侧板和所述右侧板分别固定在所述进气室上；以及驱动机构，所述驱动机构的一端与所述进气门轴相连接，另一端与所述进气室相连接，并且利用所述驱动机构旋转所述进气门轴来操纵所述进气门相对于飞机机身蒙皮的开启角度或者关闭所述进气室，所述进气门的内部被所述分流板分割为进气气流区域和通风冷却气流进气区域，所述进气室的内部被分为用于进气气流和用于通风冷却气流的两个腔体，所述进气门的进气和通风截面积比被设置成随着所述开启角度的变小，所述通风冷却气流进气区域的通风截面积与所述进气气流区域的进气截面积之比变小。

优选的是，所述外形板与所述飞机机身蒙皮相匹配，在所述进气门处于关闭位置时，所述外形板与所述飞机机身蒙皮齐平，以封闭所述进气室，而在所述进气门处于打开位置时，所述外形板相对于所述飞机机身蒙皮旋转，以使所述进气室露出。

进一步优选的是，当所述飞机辅助动力单元在地面工作时，所述进气门相对于所述飞机机身蒙皮的开启角度为α₁，当飞机辅助动力单元在空中进行工作时，所述进气门相对于所述飞机机身蒙皮的开启角度为α₂，α₂＜α₁。

更进一步优选的是，所述分流板是平板形式的分流板，或是曲面板形式或阶梯板形式的分流板。

根据如上所述构成，本发明的飞机辅助动力单元的进气门装置能根据不同的使用条件(使用情形)，来调节通风冷却气流进气区域(通风冷却进气口)的通风截面积与进气气流区域(向飞机辅助动力单元本体的进气口)的进气截面积之比，以实现最佳的进气效果。

例如当飞机辅助动力单元在地面工作时，外界气流不存在冲压效果，通风冷却气流均依靠引射动力进行冷却，因此需要通风冷却进气口具有更大的截面积配比，以便于有更多的气流进入通风冷却气流管道。

另一方面，例如当飞机辅助动力单元在空中工作时，由于飞机飞行速度很高，外界气流有明显的冲压效果，并且外界空气温度较低，此时可以适当减小通风冷却进气口的截面积配比，而适当增大向飞机辅助动力单元本体的进气口的截面积配比，这样可以在同时保证向飞机辅助动力单元本体的进气和通风冷却的进气两者的需求的基础上，减小整个飞机辅助动力单元的进气门的迎风面积，进而减小飞机气动阻力。

在本发明中，截面积配比的改变仅需通过调节进气门的开启角度即可实现，操作方便。另外，除上述两种典型情况外，还可以根据实际使用需求，对分流板的外形做进一步进行设计来适应不同情形下的进气和通风截面积比的要求。

另外，在本发明中，分流板可以根据进气气流和通风冷却气流配比需要，采用相对于左侧板以及相对于右侧板分别存在一定角度的平板状的分流板，或者是非平板状的例如曲面板形式或阶梯板形式的分流板，由此能够结合进气门的开启角度的改变来改变通风冷却进气口的通风截面积与向飞机辅助动力单元本体的进气口的进气截面积之比。

此外，在本发明中，进气室对进气门提供结构支撑，进气门左侧板和右侧板通过进气门轴与进气室相连接，进气室内部分腔与进气门配合共同形成飞机辅助动力单元本体进气气流和通风冷却气流的通道。并且，进气门轴与驱动机构相连接，驱动机构能使进气门旋转打开并操纵进气门相对于飞机机身蒙皮的开启角度至一定角度或者关闭进气室。

附图说明

图1是本发明一实施方式的飞机辅助动力单元的进气门装置的组成的立体图。

图2是飞机尾锥部分的整体视图，在该飞机尾锥部分上安装有本发明一实施方式的飞机辅助动力单元的进气门装置。

图3(a)和图3(b)是表示在地面工作时的飞机辅助动力单元的进气门装置(进气门)的正面和侧面的示意图。

图4(a)和图4(b)是表示在空中工作时的飞机辅助动力单元的进气门装置(进气门)的正面和侧面的示意图。

图5是表示飞机辅助动力单元的进气门装置中的分流板的一个变形的示意图。

图6是表示飞机辅助动力单元的进气门装置中的分流板的另一个变形的示意图。

(符号说明)

10 飞机尾锥部分

100 进气门装置

110 进气门

111 外形板

112 左侧板

113 右侧板

114 分流板

120 进气门轴

130 进气室

140 驱动机构

200 飞机机身蒙皮

Z1 进气气流区域

Z2 通风冷却气流进气区域

L1 进气气流管道

L2 通风冷却气流管道

α₁、α₂ 进气门110相对于飞机机身蒙皮200的开启角度

S1 开启角度α₁下的进气气流区域Z1的通风面积

S2 开启角度α₁下的通风冷却气流进气区域Z2的通风面积

S1’ 开启角度α₂下的进气气流区域Z1的通风面积

S1’ 开启角度α₂下的通风冷却气流进气区域Z2的通风面积

具体实施方式

以下，参照附图，对本发明的飞机辅助动力单元的进气门装置100进行详细说明。图1是本发明一实施方式的飞机辅助动力单元的进气门装置100的组成的立体图，图2是安装有本发明一实施方式的飞机辅助动力单元的进气门装置100的飞机尾锥部分10的整体视图。

如图1所示，本发明一实施方式的飞机辅助动力单元的进气门装置100包括进气和通风截面积比可变的进气门110、进气门轴120、进气室130以及驱动机构140。

进气门110例如由位于顶部的外形板111、位于左侧的左侧板112、位于右侧的右侧板113和位于前侧的分流板114组成。

如图2所示，进气门110的外形板111与飞机机身蒙皮200相匹配，在进气门110处于关闭位置时，外形板111与飞机机身蒙皮200齐平，以封闭进气室130，而在进气门110处于打开位置时，外形板111相对于飞机机身蒙皮200旋转，以使进气室130露出。

左侧板112和右侧板113以与上述外形板111连接的方式共同形成进气门110的整体框架。另外，左侧板112和右侧板113可以有效阻挡侧面气流对进气主流的影响。

分流板114位于左侧板112与右侧板113之间，并且位于前侧的分流板114的上部与位于顶部的外形板111相连接。另外，分流板114将进气门110的内部分割为进气气流区域Z1和通风冷却气流进气区域Z2。

此外，通过进气门轴120使进气门110的左侧板112和右侧板113如图4所示分别固定在具有支撑功能的进气室130上。进气门轴120能使得进气门110相对于飞机机身蒙皮200转动并打开或者关闭进气室130。

进气室130固定在飞机结构上，其外形与飞机外形相匹配，并且上述进气室130的内部被分为用于进气气流和用于通风冷却气流的两个腔体，由此如图2所示，上述进气室130与进气门110协同构成飞机辅助动力单元的进气门装置100的进气气流管道L1和通风冷却气流管道L2。

另外，驱动机构140如图4所示一端与进气门轴120相连接，另一端与进气室130相连接。驱动机构140通过旋转进气门轴120来操纵进气门110相对于飞机机身蒙皮200的开启角度或者关闭进气室130。

下面，对不同工况下的飞机辅助动力单元的进气门装置100的状态，更具体是进气门110的状态进行说明。图3(a)和图3(b)是表示在地面工作时的飞机辅助动力单元的进气门装置100(进气门110)的正面和侧面的示意图，图4(a)和图4(b)是表示在空中工作时的飞机辅助动力单元的进气门装置100(进气门110)的正面和侧面的示意图。

在本发明的一实施方式中，如图1、图3(a)、图4(a)所示，分流板114是平板形式的分流板。另外，分流板114相对于左侧板112，以及相对于右侧板113分别存在一定角度。

如图3(a)和图3(b)所示，当飞机辅助动力单元在地面工作时，进气门110相对于飞机机身蒙皮200的开启角度相对较大(例如角度α₁)，此时，通风冷却气流进气区域Z2的通风截面积S2与进气气流区域Z1的进气截面积S1的配比S2/S1较大，可以满足冷却进气需求较大的情形。

另一方面，如图4(a)和图4(b)所示，当飞机辅助动力单元在空中进行工作时，由于空中存在很大的冲压气流并且气流的温度相比于地面也更低，因此，期望减少整体气流的进气量来减少飞行气动阻力，但相比于与辅助动力单元本体相关的进气气流的进气量的减少，更期望减少通风冷却气流的进气量。

若采用进气和通风截面配比固定的进气门，虽然随着开启角度的变小，也能使整体气流的进气量减小以降低阻力，但若进气门的角度变化(α₂-α₁)太大，则会使进气气流的进气量减小过多，从而影响辅助动力单元本体工作，若进气门的角度变化(α₂-α₁)太小，则无法有效地降低阻力，同时通风冷却气流因空中的温度更低造成大量的通风冷却气流浪费，从结果上说，始终无法达到一个进气和通风冷却均性能均理想的开启位置。

与之相对的是，在本发明的飞机辅助动力单元的进气门装置100中，通过进气门轴120将进气门110相对于飞机机身蒙皮200的开启角度调节至一个较小的角度(例如角度α₂)，由此能减小整个进气门110的迎风面积，从而降低飞机飞行时的气动阻力。另外，由于通过相对于左侧板112以及相对于右侧板113分别存在一定角度的分流板114，随着开启角度的变小而使通风冷却气流进气区域Z2的通风截面积S2’与进气气流区域Z1的进气截面积S1’的配比S2’/S1’变小，因此，通风冷却气流的进气量和进气气流的进气量并非等比例地减小，而是更多地使通风冷却气流的进气量减少，这样，能使进气门110达到一个进气和通风冷却均性能均理想的开启位置。

熟悉本领域的技术人员易于想到其它的优点和修改。因此，在其更宽泛的上来说，本发明并不局限于这里所示和所描述的具体细节和代表性实施例。因此，可以在不脱离如所附权利要求书及其等价物所限定的总体发明概念的精神或范围的前提下做出修改。

例如，在本发明的一实施方式中，分流板114是平板形式的分流板，并且分流板114相对于左侧板112以及相对于右侧板113分别存在一定角度，但本发明不局限于此，分流板114也可以是如图5或图6所示的非平板形式的分流板，并且在图5或图6例示的情况下，通过使用图5或图6所示的分流板114，能使进气门110位于大开启角度(例如全开的情况)时的通风冷却气流进气区域Z2的通风截面积S2与进气气流区域Z1的进气截面积S1的配比S2/S1比进气门110位于小开启角度(例如半开的情况)时的通风冷却气流进气区域Z2的通风截面积S2’与进气气流区域Z1的进气截面积S1’的配比S2’/S1’大。由此，能通过改变分流板114的外形，配合进气门110的开启角度的调节，能使飞机辅助动力单元的进气门装置100的进气门110具有更多进气和通风截面积比。

Claims (5)

1.一种飞机辅助动力单元的进气门装置(100)，其特征在于，包括：

进气和通风截面积比可变的进气门(110)，所述进气门(110)由位于顶部的外形板(111)、位于左侧的左侧板(112)、位于右侧的右侧板(113)和位于前侧的分流板(140)组成；

进气门轴(120)和进气室(130)，所述进气门轴(120)使所述进气门(110)的所述左侧板(112)和所述右侧板(113)分别固定在所述进气室(130)上；以及

驱动机构(140)，所述驱动机构(140)的一端与所述进气门轴(120)相连接，另一端与所述进气室(130)相连接，并且利用所述驱动机构(140)旋转所述进气门轴(120)来操纵所述进气门(110)相对于飞机机身蒙皮(200)的开启角度或者关闭所述进气室(130)，

所述进气门(110)的内部被所述分流板(114)分割为进气气流区域(Z1)和通风冷却气流进气区域(Z2)，

所述进气室(130)的内部被分为用于进气气流和用于通风冷却气流的两个腔体，

所述进气门(110)的进气和通风截面积比被设置成随着所述开启角度的变小，所述通风冷却气流进气区域(Z2)的通风截面积(S2)与所述进气气流区域(Z1)的进气截面积(S1)之比变小。

2.如权利要求1所述的飞机辅助动力单元的进气门装置(100)，其特征在于，

所述外形板(111)与所述飞机机身蒙皮(200)相匹配，在所述进气门(110)处于关闭位置时，所述外形板(111)与所述飞机机身蒙皮(200)齐平，以使所述进气室(130)气流通道关闭。而在所述进气门(110)处于打开位置时，所述外形板(111)相对于所述飞机机身蒙皮(200)旋转，以使气流进入所述进气室(130)。

3.如权利要求2所述的飞机辅助动力单元的进气门装置(100)，其特征在于，

当所述飞机辅助动力单元在地面工作时，所述进气门(110)相对于所述飞机机身蒙皮(200)的开启角度为α₁，

当飞机辅助动力单元在空中进行工作时，所述进气门(110)相对于所述飞机机身蒙皮(200)的开启角度为α₂，

α₂＜α₁。

4.如权利要求1至3中任一项所述的飞机辅助动力单元的进气门装置(100)，其特征在于，

所述分流板(114)是平板形式的分流板。

5.如权利要求1至3中任一项所述的飞机辅助动力单元的进气门装置(100)，其特征在于，

所述分流板(114)是曲面板形式或阶梯板形式的分流板。

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