CN112996998A - 用于飞行器涡轮喷气发动机机舱的密封接头 - Google Patents

用于飞行器涡轮喷气发动机机舱的密封接头 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种用于飞行器涡轮喷气发动机机舱的密封接头(105)，该接头包括设计成安装在接头支撑件中的卷边(115)。根据本发明，密封接头的特征在于，所述卷边包括：‑保持突起(123)，其沿基本上横向于所述密封接头的纵向轴线(121)的方向延伸，所述保持突起设计成当所述密封接头安装在所述密封接头的支撑件中时延伸穿过所述接头支撑件，和/或‑密封唇缘(125)，其在所述卷边(115)下方沿基本上平行于所述密封接头的纵向轴线的方向延伸，并且设计成当所述密封接头(105)安装在所述密封接头的支撑件中时被压缩在所述接头支撑件上。

Description

用于飞行器涡轮喷气发动机机舱的密封接头
技术领域
本发明涉及一种用于飞行器涡轮喷气发动机机舱的密封件、包括这种密封件的密封组件、包括这种密封组件的用于飞行器的推进单元、以及用于拆卸这种密封组件的方法。
本发明涉及例如装备飞行器涡轮喷气发动机机舱推力反向器的密封件的领域。
背景技术
飞行器由多个推进单元驱动，每个推进单元包括容纳在机舱中的涡轮喷气发动机。机舱通常具有沿着纵向轴线的管状结构，其包括由涡轮喷气发动机上游的进气道组成的固定上游段、用于围绕涡轮喷气发动机的风扇的固定中间段、以及可容纳推力反向器装置并用于围绕涡轮喷气发动机的燃烧室的下游段，机舱的上游和下游参照直接喷射操作中机舱中的气流的流动方向限定，机舱的上游对应于气流进入的机舱的一部分，而下游对应于所述气流的喷射区域。
在飞行器着陆期间，推力反向器装置的作用是通过将由涡轮喷气发动机产生的推力的至少一部分向前重新定向来改善其制动能力。在这个阶段，推力反向器阻碍穿过机舱的冷气流的流动路径，并将冷气流导向机舱的前部，从而产生反推力，该反推力添加到飞机轮子的制动。
实施为实现冷气流的这种重新定向的装置根据推力反向器类型而变化。然而，在所有情况下，推力反向器的结构包括一个或多个可移动机罩，该可移动机罩在一方面的展开位置和另一方面的缩回位置之间可移动，在展开位置，可移动机罩在机舱中打开用于转向流的通道，在缩回位置，可移动机罩关闭该通道。这些机罩可以实现偏转或简单地致动其它转向装置的功能。
在叶栅推力反向器(也称为叶栅叶片推力反向器)的情况下，气流的重新定向由叶栅叶片执行，推力反向器机罩具有基本上沿着机舱的纵向轴线的一个简单的滑动功能，并且用于暴露或覆盖这些叶栅。通过机罩的滑动而致动的互补的阻挡门也称为翻板，通常允许叶栅下游的流动路径的关闭，以优化冷流的重新定向。
这种具有叶栅3的推力反向器1在图1中示出。需要提供由弹性体材料制成的密封件5，其安装在机罩7上，并且当推力反向器处于关闭位置时与涡轮喷气发动机10的偏转边缘9接触。
在该直接喷射操作位置，在涡轮喷气发动机(不可见)的风扇的作用下在冷空气流动路径11中循环的空气必须不能够沿着叶栅3的方向从该流动路径逸出：密封件5允许产生这种密封。
在由偏转边缘9施加的压力的作用下，由图2的箭头13表示，在放大图中示出了图1的区域II，密封件5的卷边15趋于从安装在机罩7上的密封件支撑件17中出来：于是，密封件不再确保其密封功能，于是性能损失是重要的。
将密封件5放回其支撑件17中的所需的介入是昂贵的，并且需要飞行器的固定。
为了试图克服这个问题，设法将密封件5胶合到其支撑件17的底部：然而，这不是令人满意的，一方面，因为尽管存在胶水，密封件倾向于从其支撑件中出来，另一方面，因为胶水使得在磨损的情况下更换密封件的操作变得复杂。
发明内容
本发明的目的在于克服上述缺点，并且为此，本发明涉及一种用于飞行器涡轮喷气发动机机舱的密封件，所述密封件包括用于安装在密封件支撑件中的卷边，其显著之处在于，所述卷边包括：
-多个保持突起，其沿基本上横向于所述密封件的纵向轴线的方向延伸，所述保持突起用于在所述密封件安装在其支撑件中时穿过所述密封件支撑件，和/或
-密封唇缘，其在所述卷边下方沿基本上平行于所述密封件的所述纵向轴线的方向延伸，所述密封唇缘被设计成当所述密封件安装在其支撑件中时被压缩在所述密封件支撑件上。
因此，通过提供包括保持突起的密封件，消除了在密封件和其支撑件之间存在胶水的需要，其中所述保持突起横向于密封件的纵向轴线并且当密封件安装在其支撑件中时用于穿过密封件支撑件。与现有技术相比，密封件在其支撑件中的安装和拆卸操作因而被显著简化。
通过提供在密封件的卷边下方纵向延伸的密封唇缘，并且当密封件安装在其支撑件中时，该密封唇缘被压缩在密封件支撑件上，产生了包括安装在其支撑件中的密封件的组件的密封。
根据本发明的密封件的可选特征：
-密封件包括多个彼此间隔开的保持突起；
-在一个实施例中，保持突起彼此规则地间隔开或彼此不是规则地间隔开；
-在一个实施例中，保持突起相对于密封件的纵向轴线以交错的方式分布；
-保持突起具有的厚度小于或大于或等于密封件的卷边的厚度；
-保持突起可以包括周向凹槽；
-密封唇缘连续地或不连续地在小于或等于密封件的卷边的长度上延伸。
本发明还涉及一种密封组件，包括：
-根据本发明的密封件，以及
-密封件支撑件，其中所述密封件的卷边安装在该密封件支撑件中，其显著之处在于，该密封件支撑件包括保持孔口，所述密封件的保持突起穿过该保持孔口，并且所述密封件的密封唇缘被压缩在所述密封件支撑件上。
本发明还涉及一种用于飞行器的推进单元，包括涡轮喷气发动机和支撑所述涡轮喷气发动机的机舱，所述机舱包括具有机罩的叶栅推力反向器装置，该机罩能在缩回位置和展开位置之间移动，在缩回位置，确保所述机舱的空气动力连续性以便机舱以直接喷射模式操作，展开位置限定机舱中的环形通道以便机舱以反向喷射模式操作，所述推进单元的显著之处在于，其包括根据本发明的密封组件，其中，密封件包括由所述密封件的卷边支撑的密封主体，所述密封主体与涡轮喷气发动机的偏转边缘接触。
本发明最后涉及一种用于拆卸根据本发明的密封组件的方法，其显著之处在于，该方法包括在保持突起的穿过密封件的保持孔口的部分处切割保持突起，然后从密封件的支撑件移除密封件的步骤。
附图说明
在阅读以下详细描述时，本发明的其它特征和优点将变得显而易见，为了理解该详细描述，将参考附图，其中：
-图1是设置有根据现有技术的实施例的密封件的叶栅推力反向器的示意图；
-图2是图1的区域II的详细视图；
-图3以等距图示出了根据本发明的密封件；
-图4是沿图3的线IV-IV的局部剖视放大图；
-图5示出了根据本发明的密封组件；
-图6示出了沿图5的线VI-VI的密封组件的剖视面；
-图7是密封组件的视图，该密封组件定心在保持突起上并且表示保持孔口的第一变型；
-图8是类似于图7的视图，表示保持孔口的第二变型。
具体实施方式
在说明书和权利要求书中，术语“上游”和“下游”应理解为相对于由机舱和涡轮喷气发动机形成的推进单元内部的气流的循环，也就是说参考图1的从左到右。
此外，在所有附图中，相同或相似的附图标记表示相同或相似的构件或构件组。
参照图3，其以等距视图示出了根据本发明的密封件105。
密封件105包括基本上沿着纵向轴线121延伸的管状主体119和支撑主体119的卷边115。在说明书和权利要求书中，术语“纵向”、“压缩”和“横向”将被采用，而没有限制，参考附图中所示的直三面体L、V、T，其纵向轴线L平行于密封件的纵向轴线。
密封件的主体119在图3中表示为具有大致圆形的横截面(沿平面CT)。当然，该主体119可以具有不同形状的横截面，例如矩形、三角形等。
密封件105的主体119例如用于与涡轮喷气发动机的偏转边缘接触，以在推力反向器装置的可移动机罩处于缩回位置时确保密封，其中缩回位置确保机舱的空气动力连续性以便机舱以直接喷射模式操作。为此目的，密封件105的主体119由弹性体材料制成。
根据本发明，密封件105的卷边115包括多个保持突起123或凸耳。
保持突起123沿相对于密封件的纵向轴线121基本上横向的方向延伸。保持突起123可以沿着密封件105的纵向轴线121彼此间隔开。例如，50mm至100mm的距离可以将两个相邻的保持突起123分开。
优选地，保持突起彼此规则地间隔开。
可替代地，保持突起不规则地彼此间隔开。
保持突起123优选地相对于密封件的纵向轴线121以交错的方式分布。根据一个变型，保持突起123可以相对于密封件105的纵向轴线121彼此面对面地分布。根据未示出的又一变型，保持突起仅沿密封件的一侧分布。
每个保持突起123优选地采用大致长方形的形状。保持突起123的厚度例如小于密封件105的卷边115的厚度。根据未示出的一个变型，保持突起的厚度可以等于密封件的卷边115的厚度。根据未示出的另一变型，保持突起的厚度可以大于密封件的卷边的厚度。
保持突起123优选地由与用于获得密封件的卷边115的材料相同的材料制成，也就是说由弹性体材料制成。可替代地，可以考虑用不同的材料，例如塑料或金属，来制造保持突起。
如将在以下描述中看到的，保持突起123每个都用于穿过其中安装有密封件的密封件支撑件的孔口。因此，保持突起123确保了将密封件105保持在其支撑件中的功能。
为了更好的可视性，参考图4，其是沿着图3的线IV-IV的局部放大剖面视图。
根据本发明，密封件105的卷边115可以可替代地或与保持突起123组合地包括在卷边115下方延伸的一组密封唇缘125或盖槽。
根据所示的示例，四个密封唇缘在密封件105的卷边115下方延伸。当然，根据未示出的变型，可以考虑提供更多的密封唇缘，或者相反地提供更少的密封唇缘。
密封唇缘125在密封件105的卷边115下方沿基本上平行于密封件的纵向轴线121的方向延伸。根据未示出的变型，密封唇缘在密封件的卷边下方以几何图案延伸，该几何图案可表示锯齿状、V形、之字形等。
如将在以下描述中看到的，密封唇缘被设计成压缩在接收密封件的密封件支撑件上，当。为此目的，用于制造密封唇缘的材料优选地是弹性体材料。这些密封唇缘的存在允许确保当密封件被偏压时，例如当偏转边缘在密封件的主体上施加压力时，由密封件及其支撑件形成的组件的密封。实际上，相对于根据现有技术的安装件，这些密封唇缘的存在允许密封件在密封件支撑件上施加更大的压力。
密封唇缘125可在密封件的卷边115的整个长度上延伸，或者可替代地仅在该长度的一部分上延伸。
而且，密封唇缘125可以沿着密封件的卷边连续地或不连续地延伸。
现在参照图5和6。图5以等距视图示出了安装在其密封件支撑件117中的密封件105，以限定密封组件129。为了确保密封件105在其支撑件117中的良好保持，支撑件优选地由金属材料制成。
接头支撑件117采用与密封件105的卷边115的形状大致互补的形状。为此目的，如图6中以沿线VI-VI的横截面最佳地示出的密封组件所示，密封件支撑件117包括中心部分129和在密封件105的内侧上弯曲的两个端部131。这种支撑件通常具有“C”形横截面(沿着平面CT)，其形状与由密封件105的卷边115限定的形状互补。
密封件在其支撑件中的安装例如可以通过手动地或借助于工具将密封件105的基部115插入其支撑件117中来实现。
根据本发明，密封件支撑件117包括多个保持孔口133，其布置在支撑件中，以由保持突起123或凸耳穿过。保持孔口133因此布置在密封件支撑件117的端部131处。
此外，如前所述，密封件105的密封唇缘125在中心部分129的上壁135处被压缩在密封件支撑件117上。
如图7所示，该图是密封组件定心于保持突起123的视图，保持突起123可以部分地占据其穿过的保持孔口133。保持孔口133可以是封闭的，如图7所示。
根据图8中所示的变型，保持孔口133可以打开。为此目的，密封支撑件包括与孔口133连通的开口135。
此外，根据图中未示出的变型，保持突起123可以包括周向凹槽，从而允许进一步简化密封件在其支撑件中的安装，并进一步增加密封件在其支撑件中的机械强度。
本发明还涉及一种用于拆卸密封组件129的方法。根据该方法，密封件105的保持突起123在其穿过密封件的保持孔口133的部分(即，突出的部分)处被切除。这于是允许从其支撑件117移除密封件105，例如以在损坏的情况下替换它。
当然，本发明不限于仅通过示例性实例在上文描述的该密封件和密封组件的仅有实施例，相反，本发明包括涉及所述装置的技术等同物的所有变型及其组合，如果这些变型及其组合落入本发明的范围内的话。

Claims (9)

1.一种用于飞行器涡轮喷气发动机机舱的密封件(105)，所述密封件包括用于安装在密封件支撑件(117)中的卷边(115)，其特征在于，所述卷边(115)包括：
-多个保持突起(123)，其彼此间隔开，沿基本上横向于所述密封件(105)的纵向轴线(121)的方向延伸，所述保持突起(123)用于在所述密封件(105)安装在其支撑件中时穿过所述密封件支撑件(117)，和/或
-密封唇缘(125)，其在所述卷边(115)下方沿基本上平行于所述密封件(105)的所述纵向轴线(121)的方向延伸，所述密封唇缘(125)被设计成当所述密封件(105)安装在其支撑件中时被压缩在所述密封件支撑件(117)上。
2.根据权利要求1所述的密封件(105)，其特征在于，所述保持突起(123)彼此规则地间隔开或者彼此不是规则地间隔开。
3.根据权利要求1或2所述的密封件(105)，其特征在于，所述保持突起(123)相对于所述密封件(105)的所述纵向轴线(121)以交错的方式分布。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的密封件(105)，其特征在于，所述保持突起(123)具有的厚度小于或大于或等于所述密封件(105)的所述卷边(115)的厚度。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的密封件(105)，其特征在于，所述保持突起(123)包括周向凹槽。
6.根据权利要求1至5所述的密封件(105)，其特征在于，所述密封唇缘(125)连续地或不连续地在小于或等于所述密封件的所述卷边(115)的长度上延伸。
7.一种密封组件(129)，包括：
-根据权利要求1至6中任一项所述的密封件(105)，以及
-密封件支撑件(117)，所述密封件(105)的卷边(115)安装在所述密封件支撑件中，其特征在于，所述密封件支撑件(117)包括保持孔口(133)，所述密封件(105)的保持突起(123)穿过所述保持孔口，并且所述密封件(105)的密封唇缘(125)被压缩在所述密封件支撑件(117)上。
8.一种用于飞行器的推进单元，包括涡轮喷气发动机和支撑所述涡轮喷气发动机的机舱，所述机舱包括具有机罩(7)的叶栅推力反向器装置(1)，所述机罩能在缩回位置和展开位置之间移动，所述缩回位置确保所述机舱的空气动力连续性以便所述机舱以直接喷射模式操作，所述展开位置限定所述机舱中的环形通道以便所述短舱以反向喷射模式操作，所述推进单元特征在于其包括根据权利要求7所述的密封组件(129)，其中，所述密封件(105)包括由所述密封件(105)的卷边(115)支撑的密封主体(119)，所述密封主体(119)与所述涡轮喷气发动机的偏转边缘(9)接触。
9.一种用于拆卸根据权利要求8所述的密封组件(129)的方法，其特征在于，其包括在所述保持突起(123)的穿过所述密封件(105)的所述保持孔口(133)的部分处切割所述保持突起，然后从所述密封件的支撑件(117)移除所述密封件(105)的步骤。
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