CN113978739A - 飞行器的推进组件 - Google Patents
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Abstract
本发明主题是一种飞行器的推进组件(8)，所述推进组件包括发动机(16)、短舱(18)以及吊挂架(12)，所述短舱布置在所述发动机周围，所述吊挂架支撑所述发动机，所述短舱包括两个发动机整流罩(19)以及反向整流罩(21)，每个整流罩(19，21)具有内部蒙皮(23)，其特征在于，所述短舱的整流罩中的至少一个整流罩包括布置在位于所述整流罩的内部蒙皮与所述发动机之间的空间中的至少一个箱体(42)，所述箱体界定惰性材料的体积，所述惰性材料是阻燃泡沫。此箱体部分地阻挡所述发动机的起火可能在其中开始的区域，这使得可以限制所述发动机的起火区域的体积，并且因此减小使相关的发动机的区域中的起火熄灭所必要的灭火剂的量。
Description
技术领域
本申请涉及一种飞行器的推进组件，该推进组件包括流线化的发动机并且具有起火可能在其中开始的一个或多个发动机区域，被称为发动机起火区域，该一个或多个发动机区域相对于现有技术的发动机起火区域体积减小。
背景技术
常规地并且如图1和图2中所表示的，推进组件8包括固定在飞行器的机翼14下方的吊挂架12和固定至吊挂架12的涡轮机10。涡轮机10包括发动机16以及包围发动机16的短舱18。发动机16在短舱18中的空气流F的方向上从上游到下游包括由风扇壳体22包围的风扇20和由发动机壳体17包围的发动机本体24，该发动机本体链接至风扇20并且在操作中允许风扇被旋转驱动。短舱18包括两个发动机整流罩19以及反向整流罩21，这两个发动机整流罩包围风扇20并且与发动机16的前部部分相对应，这两个反向整流罩包围发动机本体24并且形成发动机16的后部部分。
涡轮机10的发动机16具有起火可能在其中开始的一个或多个区域：与发动机本体24的区域相对应的第一起火区域26，以及对于在风扇20的区域中存在起火风险的发动机，与风扇20的区域相对应的第二起火区域28。
出于安全原因，涡轮机10设置有检测系统(附图中未表示)，该检测系统被配置成检测存在起火风险的区域中的起火。
涡轮机10还设置有灭火系统30，一旦检测到起火，该灭火系统则允许向相关的发动机的一个或多个起火区域排放灭火剂，以便使起火熄灭。
对于每个发动机16，这种灭火系统30由包含灭火剂的至少两个罐32以及扩散系统构成，该至少两个罐安装在支撑飞行器发动机16的吊挂架12中，该扩散系统尤其由管路34构成，这些管路连接至罐32并且向发动机的一个或多个起火区域输送灭火剂，灭火剂通过喷嘴36分散到相关的一个或多个起火区域中。
灭火剂继而藉由发动机的通风而分布遍及发动机的一个或多个起火区域，以达到允许熄灭起火的体积浓度。
使发动机起火熄灭所必要的灭火剂的体积因发动机而异。此体积主要取决于发动机的可能发生起火的一个或多个起火区域(基于所识别的起火风险，仅发动机本体的区域，或发动机本体的区域和风扇的区域两者)中的空气体积以及这些起火区域中的通风。
发动机的需要被熄灭的起火区域的体积取决于发动机16的导流件的空气动力学形式(即短舱18的形式)以及安装在该区域中的设备。此体积通过考虑所考虑的发动机的起火区域的体积并且从中减去安装在此区域中的所有设备(即发动机设备、管路、发动机导线等)计算得出。
然而，为了保持短舱18的空气动力学形式以及发动机16的最佳操作，发动机以及发动机设备的一个或多个起火区域的划分不能为了减小发动机的一个起火区域的体积而改变。
发明内容
本发明的目的在于弥补现有技术的全部或部分缺陷。特别地，本发明旨在提供推进组件，其中发动机的起火区域的体积被优化，并且因此在发动机起火的情况下所需要的灭火剂的体积和量减小。
为此目的，本发明的主题是一种飞行器的推进组件，所述推进组件包括发动机、短舱以及吊挂架，所述短舱布置在所述发动机周围、在与所述发动机的共用纵向轴线上，所述吊挂架支撑所述发动机，所述短舱包括呈“C”形截面的两个发动机整流罩以及反向整流罩，所述两个发动机整流罩铰接在所述吊挂架上、并且可以在关闭位置链接至彼此，所述反向整流罩沿所述纵向轴线跟随所述发动机整流罩，每个整流罩具有内部蒙皮。
根据本发明，所述短舱的整流罩中的至少一个整流罩包括布置在位于所述整流罩的内部蒙皮与所述发动机之间的空间中的至少一个箱体，所述箱体界定惰性材料的体积，所述惰性材料是阻燃泡沫。
有利地，所述箱体部分地阻挡起火可能在其中开始的区域，这使得可以限制所述发动机的起火区域的体积。实际上，所述箱体容纳在通常填充有空气并且因此发动机起火可以蔓延的空间中。因此，与根据现有技术的起火区域的体积相比，根据本发明的发动机的起火区域的体积减小，并且使相关的起火区域的起火熄灭所需要的灭火剂的量减小。因此，可以减小灭火剂罐的体积和这些灭火剂罐的重量，这使得更容易地将灭火剂罐内置在飞行器中。
根据特征，所述至少一个箱体由经折叠和焊接的钢片材形成，并且所述至少一个箱体包括边缘，所述边缘可移除地固定到所述短舱的整流罩的内部蒙皮上。因此，所述箱体有利地是可移除的，并且如果损坏可以更换。
根据特征，所述箱体的边缘与所述短舱的整流罩的内部蒙皮之间的链接是紧密的。
作为变体，所述箱体和所述短舱的整流罩是单件式部件。
附图说明
其他特征和优点将从本发明的以下描述中显现，该描述是通过举例方式参照附图给出的，在附图中：
图1是根据本发明的实施例的飞行器的推进组件的截面视图，
图2是根据本发明的另一个实施例的飞行器的推进组件的截面视图，并且
图3是根据本发明的实施例的飞行器的推进组件的透视图。
具体实施方式
如图1和图2中所表示的，推进组件8包括固定在飞行器的机翼14下方的吊挂架12和固定至吊挂架12的短舱18，该短舱容纳在纵向轴线X上纵向延伸的涡轮机10。因此，吊挂架12被配置成支撑发动机16。短舱18是环形的并且以纵向轴线X为中心。
在以下描述中，位置相关的术语是以当涡轮机10正在操作时飞行器的移动方向为参照的。
涡轮机10包括发动机16和短舱18，该短舱在纵向轴线X上围绕发动机16布置，该纵向轴线是发动机16和短舱18所共用的。空气通过由进气口整流罩11包围的进气口进入发动机16中。发动机16在短舱18中的通过箭头F表示的空气流的方向上从上游到下游包括由风扇壳体22流线化的风扇20以及设置成在操作中旋转驱动风扇20的发动机本体24。发动机本体24由发动机壳体17流线化。
特别地，涡轮机10是涡轮风扇发动机。空气流F穿过风扇20并且被分成穿过发动机本体24的主流FP以及穿过在发动机16周围形成的风扇管道40(也称为旁通管道)的副空气流FS。这些空气流FS和FP重新会和并继而在发动机16的喷嘴处混合在一起。
如图3中所表示的，为了确保发动机16的维护，短舱18包括两个发动机整流罩19和两个反向整流罩21。
也称为风扇整流罩的发动机整流罩19布置在发动机16的前部部分周围、并且更具体地在风扇20周围、并且尤其在风扇壳体22周围。因此，发动机整流罩19形成短舱18的前部部分。每个发动机整流罩19具有内部蒙皮23。
发动机整流罩19具有大致“C”形截面并且经由铰链(附图中不可见)铰接安装在吊挂架12上，并且这些发动机整流罩可以在关闭位置链接至彼此。因此，每个发动机整流罩19被安装成在关闭位置与打开位置之间可移动，在关闭位置(图3中所表示的发动机整流罩19b处于关闭位置)，发动机整流罩19在发动机16周围被收紧，在打开位置(图3中所表示的发动机整流罩19a处于打开位置)，发动机整流罩19与发动机16分离。在关闭位置，两个发动机整流罩19是连续的且整体形成包围发动机16的圆柱体。发动机整流罩19由锁(附图中未表示)锁定在关闭位置。
反向整流罩21沿纵向轴线X跟随发动机整流罩19。因此，反向整流罩21形成短舱18的后部部分。反向整流罩21布置在发动机本体24周围。每个反向整流罩21包括内整流罩27(也称为IFS，“内部固定结构”的简称)和外整流罩29(也称为OS，“外部结构”的简称)。内整流罩27在径向上比外整流罩29更靠近轴线X。内整流罩27布置在发动机16周围，而外整流罩29布置在内整流罩27周围。每个内整流罩27具有朝向发动机16定向的内部蒙皮31。对于每个反向整流罩21，内整流罩27紧固至外整流罩29。
反向整流罩21经由铰链(附图中不可见)铰接安装在吊挂架12上，并且这些反向整流罩可以在关闭位置链接至彼此。
更具体地，每个内整流罩27经由至少一个铰链(附图中不可见)铰接安装在吊挂架12上并且在关闭位置与打开位置之间可移动，在关闭位置，内整流罩27在发动机16周围被收紧，在打开位置，内整流罩27与发动机16分离。
每个外整流罩29经由至少一个铰链(附图中不可见)铰接安装在吊挂架12上并且在关闭位置与打开位置之间可移动，在关闭位置，外整流罩29在相关联的内整流罩27的周围、并且因此在发动机16周围被收紧，在打开位置，外整流罩29与发动机16分离。
在关闭位置，两个内整流罩27是连续的且整体形成包围发动机16的圆柱体并且构成旁通管道40的内部部分，而两个外整流罩29整体形成包围内整流罩27的圆柱体并且构成旁通管道40的外部部分。因此，在关闭位置，反向整流罩21界定发动机本体24的位于发动机壳体17与内整流罩27的内部蒙皮之间的区域(发动机起火区域)，并且界定旁通流FS在其中流动的旁通管道40。
反向整流罩21由锁(附图中未表示)锁定在关闭位置。
根据本发明的发动机整流罩和反向整流罩不进行更详细的描述，因为这些整流罩与现有技术的发动机整流罩和反向整流罩相同。
常规地并且如图1和图2中所表示的，涡轮机10的发动机16具有起火可能在其中开始的若干区域：与发动机本体24的区域相对应的第一起火区域26和与风扇20的区域相对应第二起火区域28。
涡轮机10还设置有检测系统(附图中未表示)以及发动机灭火系统30，这些系统不详细说明，因为它们与现有技术的系统相同。
根据图1和图3中所表示的本发明的实施例，至少一个发动机整流罩19包括一个或多个箱体42a、42b、42c，该箱体或每个箱体42布置在位于发动机整流罩19的内部蒙皮23与发动机16之间的空间中。更具体地，箱体42布置在位于发动机整流罩19的内部蒙皮23与风扇壳体22之间的空间中。
每个箱体42界定惰性材料的体积。惰性材料可以是气体的或是固体的。根据一个实施例，每个箱体42仅填充有空气。根据另一个实施例，每个箱体42填充有阻燃泡沫、也就是说不易燃泡沫。这个或这些箱体42允许使第二起火区域28的体积减小。实际上，流体和火焰不能穿透到箱体42中。
因为每个发动机整流罩19可移动至发动机整流罩19与发动机16分离的位置，所以有利地可直接触及该箱体或每个箱体42并且可以通过打开一个或多个发动机整流罩19来对其进行检查。
如图1中所表示的，若干箱体42a、42b沿纵向轴线X布置在发动机整流罩19的内部蒙皮23上。箱体42a、42b彼此相距一定距离、彼此并排布置。
如图1中所表示的，若干箱体42a、42c在围绕纵向轴线X径向地布置在发动机整流罩19的内部蒙皮23上。换言之，箱体42a、42c在布置在发动机整流罩19的整个圆周上。
根据图3中所表示的实施例，箱体42由金属材料形成、例如由经折叠和焊接的钢片材形成。箱体42由复合材料或金属合金制成。
根据另一个实施例，箱体42通过冲压形成。
箱体42包括侧向壁46，这些侧向壁从发动机整流罩19的内部蒙皮23朝向轴线X径向地延伸并且全部链接至顶部壁48。顶部壁48与发动机整流罩19的内部蒙皮23大致平行。在图3中，当发动机整流罩19处于关闭位置时，顶部壁48围绕轴线X径向地延伸，也就是说在以轴线X为中心的环形区段上。侧向壁46也各自链接至边缘50。边缘50与发动机整流罩19的内部蒙皮23大致平行。边缘50例如藉由螺钉44和螺母(附图中不可见)可移除地固定到发动机整流罩19的内部蒙皮23上。箱体42的边缘50还可以铆接到发动机整流罩19的内部蒙皮23上。因此有利地，如果箱体损坏，则可以移除并简单地更换箱体。
根据优选的实施例，箱体42的边缘50与发动机整流罩19的内部蒙皮23之间的链接是紧密的。每个箱体42通过以小间距间隔开的固定件固定至发动机整流罩19。固定件之间的紧密间隔使得可以防止易燃液体或火焰侵入箱体42中。这因此使得可以将由箱体42界定的体积从起火区域分出，并且因此使箱体42与起火区域隔离。因此，每个箱体42通过将其固定至发动机整流罩19而变得紧密。
根据另一个实施例，该箱体或每个箱体42是紧密的并且包括至少一个密封件(附图中未表示)，该至少一个密封件布置在箱体42的每个边缘50与发动机整流罩19的内部蒙皮23之间。密封件(附图中未表示)还可以存在于两个侧向壁46之间的每个接合部处或侧向壁46与顶部壁48之间的每个接合部处。
一个或多个箱体42的大致形式取决于设备、管路或发动机16导线的安装。在图3中，因为箱体42被固定到发动机整流罩19的内部蒙皮23上，而该发动机整流罩的内部蒙皮呈环形形式，所以箱体42具有环形部分的形式。显然，箱体可以具有适合箱体旨在布置在其中的环境的任何其他几何形式。例如，在图3中，箱体42的顶部壁48被表示为是凸的。显然，箱体42的顶部壁48取决于箱体42所布置在其中的环境还可以平的或凹的、或甚至具有波纹。
如图1中所表示的，存在在箱体42a-c与风扇壳体22之间、并且尤其在箱体顶部壁48与风扇壳体之间延伸的间隙J。这个间隙使得可以避免使箱体42在风扇20叶片损伤的情况下被损坏。实际上，发动机起火可能伴随风扇20叶片的损伤，而这会损坏风扇壳体22。为了保持箱体42的功能、也就是说界定惰性材料的体积，间隙J使得可以将风扇壳体22的潜在变形考虑在内，并且因此使得可以避免使箱体42与风扇壳体22接触(这可能刺穿箱体42)。间隙J因此取决于发动机16以及在叶片损伤时风扇壳体22可能的变形，后者以非限制性的方式取决于风扇壳体的材料和刚度、或取决于所损伤的叶片的重量。
根据图2中所表示的另一个实施例，反向整流罩21中的至少一个反向整流罩包括一个或多个箱体42d、42e、42f，该箱体或每个箱体42d-f布置在位于反向整流罩21的内整流罩27的内部蒙皮31与发动机16之间的空间中。更具体地，箱体42d-f布置在位于反向整流罩21的内整流罩27的内部蒙皮31与发动机壳体17之间的空间中。每个箱体42d-f界定惰性材料的体积。每个箱体42允许使第一起火区域26的体积减小。
先前关于布置在位于发动机整流罩19的内部蒙皮23与风扇壳体22之间的空间中的一个或多个箱体42所描述的特征也适用于布置在位于反向整流罩21的内整流罩27的内部蒙皮31与发动机壳体17之间的空间中的于一个或多个箱体42d-f。
因为每个反向整流罩21可移动至反向整流罩21与发动机16分离的位置，所以有利地可直接触及该箱体或每个箱体42d-f并且可以通过打开一个或多个反向整流罩21来对其进行检查。更具体地，因为反向整流罩21的内部整流罩27和外部整流罩29紧固至彼此，所以通过打开外整流罩29可直接触及固定在内整流罩27的内部蒙皮31上的该箱体或每个箱体42d-f。
如图2中所表示的，若干箱体42e、42f沿纵向轴线X布置在反向整流罩21的内整流罩27的内部蒙皮31上。箱体42e-f彼此相距一定距离、彼此并排布置在内整流罩27的内部蒙皮31上。
如图2中所表示的，若干箱体42d、42f围绕纵向轴线X径向地布置在反向整流罩21的内整流罩27的内部蒙皮31上。换言之，箱体42d、42f布置在内整流罩27的整个圆周上。
根据未在附图中表示的实施例，该箱体或每个箱体42与短舱18的发动机整流罩19形成为单件。换言之，该箱体或每个箱体42和发动机整流罩19是单件式部件。
根据未在附图中表示的实施例，该箱体或每个箱体42与短舱18的反向整流罩21形成为单件。换言之，该箱体或每个箱体42和反向整流罩21是单件式部件。
根据本发明，凭借布置在发动机与短舱的整流罩的内部蒙皮之间的空间(发动机起火区域)中的箱体，起火不再可以穿透到由箱体限定的体积中，并且因此，与现有技术的发动机相比，发动机的起火区域的体积减小。因此，此箱体使得可以减小嵌入在飞行器上的灭火剂罐的尺寸和重量。
Claims (4)
1.一种飞行器的推进组件(8)，所述推进组件包括发动机(16)、短舱(18)以及吊挂架(12)，所述短舱布置在所述发动机(16)周围、在与所述发动机的共用纵向轴线(X)上，所述吊挂架支撑所述发动机(16)，所述短舱(18)包括呈大致“C”形截面的两个发动机整流罩(19)以及反向整流罩(21)，所述两个发动机整流罩铰接在所述吊挂架(12)上、并且能够在关闭位置链接至彼此，所述反向整流罩沿所述纵向轴线(X)跟随所述发动机整流罩(19)，每个整流罩(19，21)具有内部蒙皮(23，31)，其特征在于，所述短舱(18)的整流罩(19，21)中的至少一个整流罩包括布置在位于所述整流罩(19，21)的内部蒙皮(23，31)与所述发动机(16)之间的空间中的至少一个箱体(42)，所述箱体(42)界定惰性材料的体积，所述惰性材料是阻燃泡沫。
2.根据权利要求1所述的推进组件(8)，其特征在于，所述至少一个箱体(42)由经折叠和焊接的钢片材形成，并且所述至少一个箱体包括边缘(50)，所述边缘可移除地固定到所述短舱(18)的整流罩(19，21)的内部蒙皮(23，31)上。
3.根据权利要求2所述的推进组件(8)，其特征在于，所述箱体(42)的边缘(50)与所述短舱(18)的整流罩(19，21)的内部蒙皮(23，31)之间的链接是紧密的。
4.根据权利要求1所述的推进组件(8)，其特征在于，所述箱体(42)与所述短舱(18)的整流罩(19，21)是单件式部件。
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