CN115196003A - 具有防火墙构造的旋翼式飞行器 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种具有形成飞行器内部区域的机身的旋翼式飞行器，机身包括将飞行器内部区域与设置在机身上方的飞行器上层舱分开的上部主蒙皮，其中飞行器上层舱包括具有防火墙构造(10)的发动机容纳区域，发动机容纳区域在防火墙构造(10)内容纳至少一个飞行器发动机(11)，其中防火墙构造(100)包括用于对将至少一个飞行器发动机(11)连接至旋翼式飞行器主齿轮箱(17)的扭矩管(15)的通道进行密封的至少一个垫圈(10g)，并且其中至少一个垫圈(10g)包括至少两个防火外壳(12b)以及环形柔性防火波纹管(13)。

Description

具有防火墙构造的旋翼式飞行器
技术领域
本发明涉及一种具有形成飞行器内部区域的机身的旋翼式飞行器，机身包括将飞行器内部区域与设置在机身上方的飞行器上层舱分开的上部主蒙皮，其中飞行器上层舱包括具有防火墙构造的发动机容纳区域。
背景技术
在诸如小型或中型直升机的旋翼式飞行器中，关联的机身通常包括上部主蒙皮，其将机身形成的飞行器内部区域与设置在机身上方的飞行器上层舱分开。飞行器内部区域通常容纳至少一个驾驶舱，并且还可以容纳用于乘客和/或货物的座舱。
飞行器上层舱通常包括发动机容纳区域，其容纳一个或多个发动机(通常是吸气式燃气轮机)，并因此也被称为“发动机舱”。通常，一个或多个发动机设置在飞行器内部区域外部的发动机舱上、位于机身顶部并靠近相应的动力装置的其他主要部件、主齿轮箱和主旋翼。
一个或多个发动机通常适于通过向合适的推进单元(例如，主旋翼、螺旋桨等)提供动力来驱动旋翼式飞行器。更具体地，一个或多个发动机的动力被传递到关联的动力分配单元(例如，旋翼式飞行器的主齿轮箱)，其然后将动力提供给合适的推进单元。例如，通过关联的扭矩管将动力从指定的发动机传递到相应的主齿轮箱。
根据适航认证规定，指定的旋翼式飞行器的发动机舱在发生火灾时必须是防火的。因此，发动机舱整体上通常配备有合适的防火墙构造，其形成防火区。防火区将发动机容纳在防火墙构造内，使得防火墙构造在发动机与指定的旋翼式飞行器的机身形成的飞行器内部区域之间朝向发动机舱的前部和后部区域限定防火隔离部。防火墙构造还被设置为用于保证所需的易燃流体密封并保护指定的旋翼式飞行器的相应的环境控制系统、主齿轮箱和飞行控制装置。
更具体地，发动机舱中的防火墙构造通常包括前部防火墙和后部防火墙，并且通常通过形成下部防火墙的机身的上部主蒙皮以及代表指定的旋翼式飞行器的上层并覆盖发动机舱的整流罩来界定。这种前部防火墙和后部防火墙被设计为用于提高相应的飞行器上层舱二级结构的稳定性，并在覆盖用整流罩为防火墙提供刚度的同时将整流罩保持在适当的位置。由于在关闭状态下整流罩覆盖位于飞行器上层舱上的所有的装置和设备，因此整流罩又形成对发动机舱的保护，更一般来说保护飞行器上层舱免受指定的旋翼式飞行器的外部环境的影响。此外，整流罩由于基础成形而改进了指定的旋翼式飞行器的相应的气动特性，因此减小了气动阻力，同时承载所有产生的飞行载荷并将它们传递给指定的飞行器主要结构，即，指定的飞行器构架。此外，整流罩还支撑和承受其他载荷，例如旋翼式飞行器的指定的调节和通风系统、进气保护格栅、发动机集气室和发动机排气喷嘴的载荷。
如果旋翼式飞行器是双发动机飞行器，则两个发动机通常通过防火墙构造的中心或中间防火墙彼此分开以保护两个发动机免受彼此的影响，使得每个发动机设置在单独且独立封闭的发动机隔间中。通常，在这种防火墙构造中，相应的前部防火墙和后部防火墙以及中间防火墙(如果有的话)是通常由钛板制成的辅助部件。这种钛板的典型厚度为1.2mm，尽管已经认为最小厚度为0.4mm就可实现耐火性。
在任何情况下，指定的旋翼式飞行器的(多个)发动机通过多个发动机支架附接到上部主蒙皮和对应的构架构件(例如，梁或框架)上，并且防火墙构造的某些部分通常是可移除的，从而能够例如在维护阶段接近(多个)发动机或其他机械部件。前部防火墙和后部防火墙代表用于指定的飞行器上层舱的相应的前部和后部的屏障。整流罩通常至少部分是可移除的，以提供例如出于维护目的的通往发动机的通道。
在文件EP2046638B1、EP2443034B1、EP2917532B1、US9868545B2和US2018/0156131A1中描述了示例性防火墙构造。引用了文件EP3131817、EP1482228和US2020400250。
更特别地，文件EP3056423A1描述了一种旋翼式飞行器，其具有至少限定了内部区域的机身以及设置在机身内部并包括由至少一个关联的防火墙构造限定的至少一个防火区的发动机容纳区域。至少一个防火区在至少一个关联的防火墙构造内容纳至少一个发动机，使得关联的防火墙构造限定了至少一个发动机与机身的内部区域之间的防火隔离部。至少一个关联的防火墙构造包括界定了至少一个防火区的多个互连的防火墙，包括前部防火墙、后部防火墙、下部防火墙和中间防火墙。
总之，指定的防火墙构造确保了每个关联的发动机隔间的气密、水密和流体密封的分离部。发动机舱上的活动部件和固定部件之间的剩余间隙用合适的防火密封件和/或垫圈紧密密封。相应的垫圈例如用于对将指定的发动机连接至指定的旋翼式飞行器的相应的主齿轮箱的关联的扭矩管的通道进行密封。更特别地，垫圈被设置为形成易燃流体屏障以及关联的扭矩管与指定的发动机之间的防火隔离部和隔热部。
用于形成隔热和/或防火屏障的总体上或多或少被设置为环绕关联的管的垫圈例如在文件US10,435,136B2、EP0900346B1和WO1997/004838A1中进行了描述。
文件EP3556661A1又描述了一种具有发动机隔间的旋翼式飞行器，该发动机隔间容纳飞行器发动机并设有包括前部防火墙和垫圈的防火墙构造。扭矩管(即，驱动轴组件)将飞行器发动机耦合至关联的减速齿轮箱组件。扭矩管至少部分被设置在柔性密封部件中，该柔性密封部件集成在前部防火墙中并形成所述垫圈。柔性密封部件被构造为适应飞行器发动机相对于形成在前部防火墙中的入口孔的运动并且可以由其中嵌有玻璃纤维布的氯丁橡胶和/或二氧化硅和/或其他的(多种)柔性防火材料制成。
然而，在对指定的旋翼式飞行器及其(多个)飞行器发动机进行维护期间，相应的扭矩管必须是完全可接近的，以允许验证和检查所有连接部、紧固件等。因此，必须移除环绕相应的扭矩管的关联的垫圈。然而，这种移除通常只有通过从关联的主齿轮箱拆卸扭矩管、松开和分离(多个)飞行器发动机并使(多个)飞行器发动机相对于关联的垫圈移位来实现。然而，这是非常耗时且严格的操作。
发明内容
因此，本发明的一个目的是提供一种新型的旋翼式飞行器，其具有带有垫圈的防火墙构造，该垫圈允许在维护期间完全接近关联的扭矩管。这个目的通过具有权利要求1的特征的旋翼式飞行器来解决。
更具体地，根据本发明，提供了一种具有形成飞行器内部区域的机身的旋翼式飞行器，其中机身包括将飞行器内部区域与设置在机身上方的飞行器上层舱分开的上部主蒙皮。飞行器上层舱包括具有防火墙构造的发动机容纳区域。发动机容纳区域在防火墙构造内容纳至少一个飞行器发动机，使得防火墙构造至少在至少一个飞行器发动机与飞行器内部区域之间限定防火隔离部和易燃流体密封部。防火墙构造包括用于对将至少一个飞行器发动机连接至旋翼式飞行器的主齿轮箱的扭矩管的通道进行密封的至少一个垫圈。至少一个垫圈包括可移除地彼此附接形成管状结构的至少两个防火外壳以及安装在至少两个防火外壳上并被构造为对扭矩管相对于防火墙构造的运动进行补偿的环形柔性防火波纹管。
优选地，防火墙构造不仅在至少一个飞行器发动机与飞行器内部区域之间而且还更一般地在至少一个飞行器发动机与所有其他相邻的飞行器区域之间限定防火隔离部和易燃流体密封部。这些其他相邻的飞行器区域包括飞行器内部区域以及发动机容纳区域的前部区域和后部区域，例如齿轮箱或排气容纳区域。防火墙构造可以包括前部防火墙、后部防火墙和中间防火墙。
有利地，防火墙构造允许通过在火灾情况下将形成旋翼式飞行器的主要结构的机身限制在辅助保护元件内、即限制在相应的发动机容纳隔间内的防火墙构造内来完全消除对机身的损害。因此，可以将火灾后对飞行器主要结构的任何维修工作消除或至少减少到最低限度。
此外，通过为防火墙构造设置对关联的扭矩管的通道进行密封的至少一个垫圈，可以有利地设置关联的扭矩管与至少一个发动机之间的防火分离和隔热部以及关联的扭矩管与至少一个发动机之间的易燃流体屏障。至少一个垫圈可以通过关联的快速释放紧固件、特别是四分之一转快速释放紧固件被可移除地附接到防火墙构造上。
有利地，至少一个垫圈是可改装的，并且可容易且舒适地安装到关联的扭矩管上或者通过将环形柔性防火波纹管从至少两个防火外壳上拆下并将至少两个防火外壳彼此拆开而从其中移除。因此，可以有利地避免如上所述的至少一个飞行器发动机的松开、拆卸和移位，因此例如保护和加速了相应的维护操作。
优选地，至少一个垫圈由两个半圆柱形的外壳和一个柔性波纹管组成。柔性波纹管可以通过蘑菇头销附接到至少一个飞行器发动机的关联的配对部上。举例来说，两个半圆柱形的外壳可以通过关联的外壳夹具可移除地彼此附接。这允许在不影响至少一个飞行器发动机的情况下拆卸垫圈。有利地，这种垫圈能防火并确保完全的流体密封性。此外，这种垫圈的热传递避免了在关联的扭矩管的表面处产生任何高温。
举例来说，半圆柱形的外壳是半圆柱形的钛外壳，并且柔性波纹管通过根据ECS7229的覆有有机硅的玻璃纤维织物的外层和根据ECS7241的硅酸盐玻璃纤维织物的内层缝合而成。ECS7229织物仅在一侧上涂覆有机硅，这一侧优选朝向至少一个发动机定向并因此设置在柔性波纹管的在发动机起火的情况下暴露于火中的那一侧上。柔性波纹管可在其轴向方向的两个末端处安装内部和外部的钛环或不锈钢环。此外，柔性波纹管可以用带涂层的不锈钢纱线13/2-MEZ-HELIOS进行缝合，以实现中空的管状。优选地，柔性波纹管在垫圈的轴向方向上与半圆柱形的外壳重叠，而不是仅仅与半圆柱形的外壳对接。事实上，与对接接合部相比，这种重叠接合部具有提高的抗烧穿稳固性。
根据一个方面，至少一个垫圈形成易燃流体屏障并且被构造为提供扭矩管与至少一个发动机之间的防火分离和隔热部。
根据一个方面，至少两个防火外壳中的至少一个包含钛。
根据一个方面，至少两个防火外壳中的至少一个是半圆柱形的钛外壳。
根据一个方面，环形柔性防火波纹管包括纤维增强织物。
根据一个方面，纤维增强织物包括至少一个涂覆有机硅的玻璃纤维织物层。
根据一个方面，纤维增强织物包括至少一个硅酸盐玻璃纤维织物层。
根据一个方面，环形柔性防火波纹管包括至少两个金属环，以形成环形的波纹管结构。
根据一个方面，至少两个金属环中的至少一个通过关联的紧固件、特别是铆钉被可移除地安装到至少两个防火外壳上。
根据一个方面，至少两个金属环是不锈钢金属环。
根据一个方面，至少两个防火外壳通过关联的外壳夹具可移除地彼此附接。
根据一个方面，至少一个垫圈通过关联的快速释放紧固件、特别是四分之一转快速释放紧固件被可移除地附接到防火墙构造上。
根据一个方面，防火墙构造还至少包括通过中间防火墙互连的前部防火墙和后部防火墙，其中至少一个垫圈可移除地附接到前部防火墙上。
根据一个方面，至少两个防火外壳至少部分地与环形柔性防火波纹管重叠。
根据一个方面，环形柔性防火波纹管通过蘑菇头销附接到至少一个飞行器发动机的关联的配对部上。
在下面参照附图的说明中通过举例的方式概述本发明的优选实施方式。在这些附图中，相同或功能相同的部件和元件用相同的参考数字和字母来标记，因此在下面的说明中仅描述一次。
附图说明
-图1示出了具有发动机容纳区域的旋翼式飞行器的立体图，该发动机容纳区域被整流罩覆盖并设有防火墙构造；
-图2示出了图1的防火墙构造的立体图；
-图3示出了具有垫圈的图1的防火墙构造的另一个立体图；
-图4示出了图3的垫圈的分解图；
-图5示出了图3的放大细节；
-图6示出了图5的放大细节的剖视图；
-图7示出了图3的放大细节以及扭矩管和飞行器发动机的侧视图；
-图8示出了图3的放大细节以及图7的扭矩管的剖视图；
-图9示出了图3的放大细节以及图7的扭矩管和飞行器发动机的剖视图；并且
-图10示出了图3的放大细节。
具体实施方式
图1示出了示例性表示为直升机的旋翼式飞行器1。因此，为了简单和清楚起见，在下文中将旋翼式飞行器1称为“直升机1”。
优选地，直升机1包括用于在操作期间提供升力和向前或向后的推力的至少一个多桨叶主旋翼。该至少一个多桨叶主旋翼优选包括在关联的旋翼毂处安装到旋翼轴上的多片旋翼桨叶，旋翼轴在直升机的运行中围绕关联的旋翼轴线旋转。此外，直升机1包括起落架，例如滑橇式或轮式起落架。然而，为了附图的简单和清晰，省略了至少一个多桨叶主旋翼和起落架的图示以及只会使附图不必要地复杂化的其他部件的图示。
直升机1说明性地包括形成飞行器内部区域2a、2b的机身2。飞行器内部区域2a、2b优选至少容纳驾驶舱2a并且还可以容纳用于乘客和/或货物的座舱2b。例如，尾梁3与直升机1的机身2连接。
直升机1说明性地还包括至少一个优选具有护罩的反扭矩装置4，其被构造为在操作期间提供反扭矩，即，为了在偏航方面平衡直升机1而抵抗至少一个多桨叶主旋翼的旋转产生的扭矩。至少一个反扭矩装置4说明性地被设置在尾梁3的后部并且优选包括尾旋翼4a。尾梁3的后部优选还包括垂直尾翼5。
根据一个方面，机身2包括将飞行器内部区域2a、2b与设置在机身2上方的飞行器上层舱6分开的上部主蒙皮2c。换句话说，上部主蒙皮2c形成机身2的上端。
说明性地，上部主蒙皮2c包括前舱蒙皮2h、发动机舱蒙皮2i和后舱蒙皮2j。发动机舱蒙皮2i与发动机舱6a关联，其是飞行器上层舱6的一部分并说明性地形成具有防火墙构造10的发动机容纳区域7，这将在下面针对图2进一步描述。举例来说，发动机容纳区域7包括两个分开的发动机容纳隔间7a、7b。
优选地，发动机容纳区域7在防火墙构造10内容纳至少一个飞行器发动机，使得防火墙构造10至少在至少一个飞行器发动机与飞行器内部区域2a、2b之间限定防火隔离部和易燃流体密封部。举例来说，所示的实现方式表示在两个分开的发动机容纳隔间7a、7b中的每一个中容纳一个飞行器发动机的双发动机构造。
应当注意，防火墙构造10优选不仅在至少一个飞行器发动机与图1的飞行器内部区域2a、2b之间而且还在至少一个飞行器发动机与其他相邻的飞行器区域之间限定防火隔离部和易燃流体密封部。这些其他相邻的飞行器区域例如包括发动机容纳区域7的前部区域和后部区域，例如齿轮箱或排气容纳区域。
说明性地，发动机容纳区域7并且更一般来说飞行器上层舱6被安装在机身2的顶部上的整流罩8覆盖。优选地，机身2包括侧壳2f、2g，它们说明性地围住飞行器内部区域2a、2b并安装到互连的框架和纵梁上，以形成被设计为并适用于整体载荷承载工作的直升机1的主要结构。因此，机身的上部主蒙皮2c也参与到这些整体载荷承载工作中并因此有助于机身2的整体载荷承载。
图2示出了图1的防火墙构造10，其优选至少包括前部防火墙10a和后部防火墙10b。说明性地，防火墙构造10还包括中间防火墙10c。
应当注意，中间防火墙10c通过举例的方式被设置为用于形成如上所述的双发动机构造中所需的图1的两个发动机容纳隔间7a、7b，使得每个飞行器发动机可以单独容纳在两个发动机容纳隔间7a、7b中的关联的一个中。相反，在单发动机构造中可以省略中间防火墙10c的设置。
优选地，前部防火墙10a、后部防火墙10b和中间防火墙10c中的每一个都包括防火材料，包括钛、钢、陶瓷、聚合物复合材料或混合式有机-无机复合材料中的至少一种。在一种实现方式中，前部防火墙10a、后部防火墙10b或中间防火墙10c中的至少一个具有钛板，其最小厚度为至少0.4mm，优选厚度在0.6mm到0.8mm的范围内，优选厚度为1.2mm。
举例来说，中间防火墙10c还有前部防火墙10a和后部防火墙10b形成通道10d，其适于至少部分地容纳穿过图1的发动机舱6a的尾旋翼驱动轴。此外，前部防火墙10a说明性地设置有上部延伸部10e并且后部防火墙10b设置有后盖10f。
说明性地，前部防火墙10a还包括两个可拆面板10h、10i。可拆面板10i与发动机容纳隔间7a关联，并且可拆面板10h与发动机容纳隔间7b关联。可拆面板10i、10h可从前部防火墙10a上移除，以允许接近容纳在发动机容纳隔间7a、7b中的相应的飞行器发动机。
根据一个方面，至少一个、说明性地两个垫圈10g、10j被可移除地安装到前部防火墙10a上。下面将在图7中详细描述的是，垫圈10g、10j各自优选被设置为用于对关联的扭矩管的通道进行密封。
再次，应当注意，仅在双发动机构造中需要两个可拆面板10i、10h和两个垫圈10g、10j。换言之，在单发动机构造中，单个可拆面板和单个垫圈就足够了。
图3示出了图1和图2的防火墙构造10。根据图2，防火墙构造10说明性地包括前部防火墙10a、后部防火墙10b、中间防火墙10c、通道10d、上部延伸部10e、后盖10f、可拆面板10h、10i以及垫圈10g，而垫圈10j在图3中不可见。垫圈10g优选被可移除地附接到前部防火墙10a上并且说明性地至少部分地附接到可拆面板10i上，这在下文中将进一步针对图4至图6进行描述。
图4示出了图3的垫圈10g。举例来说，仅用垫圈10g作为图2的两个垫圈10g、10j的代表性实现方式在下文中进行详细描述。
根据一个方面，垫圈10g包括至少两个防火外壳和环形柔性防火波纹管13。举例来说，示出了两个防火外壳12a、12b。
优选地，两个防火外壳12a、12b中的至少一个包括钛。说明性地，两个防火外壳12a、12b中的所述至少一个为半圆柱形的钛外壳。
图5示出了图4的垫圈10g以及图2和图3的防火墙构造10的通道10d和具有可拆面板10i的前部防火墙10a。优选地，垫圈10g被可移除地附接到防火墙构造10上并且更具体地通过关联的快速释放紧固件14a被可移除地附接到前部防火墙10a上。说明性地，垫圈10g至少部分被可移除地附接到可拆面板10i上。快速释放紧固件14a例如可以通过四分之一转快速释放紧固件来实现并且更一般地可以通过任何合适的凸轮锁紧固定装置来实现。
根据图4，垫圈10g包括两个防火外壳12a、12b和环形柔性防火波纹管13。两个防火外壳12a、12b可移除地彼此附接以形成管状结构。优选地，两个防火外壳12a、12b通过关联的外壳夹具14b、说明性地通过两个外壳夹具14b可移除地彼此附接。外壳夹具14b可以通过任何合适的夹具型紧固件来实现。
环形柔性防火波纹管13说明性地安装到两个防火外壳12a、12b上。优选地，环形柔性防火波纹管13包括至少两个金属环14e，以形成环形的波纹管结构。至少两个金属环14e可以是不锈钢金属环。但是，还可以考虑不锈钢金属环以外的金属环，例如钛金属环。
说明性地，环形柔性防火波纹管13还包括蘑菇型固定装置14c。举例来说，蘑菇型固定装置14c通过多个蘑菇头销来实现。
优选地，环形柔性防火波纹管13包括纤维增强织物14d。纤维增强织物例如可以是涂覆有机硅的玻璃纤维织物。
图6示出了具有图5的防火外壳12b和环形柔性防火波纹管13的前部防火墙10i。环形柔性防火波纹管13包括蘑菇型固定装置14c和纤维增强织物14d。优选地，环形柔性防火波纹管13形成附加防火屏障14f。此外，示出了垫圈10g的一个外壳夹具14b。
图7示出了图4至图6的垫圈10g，其优选形成易燃流体屏障并且被构造为提供图1的直升机1的扭矩管15与直升机1的至少一个飞行器发动机11之间的防火分离和隔热部。扭矩管15优选将至少一个飞行器发动机11连接至直升机1的主齿轮箱并且说明性地包括将扭矩从至少一个飞行器发动机11传递到主齿轮箱的驱动轴15a。
优选地，飞行器发动机11被实施为吸气式推进燃气轮机，其燃烧燃料/空气的混合物以产生动力。然而，还可以考虑任何其他合适的发动机类型，例如电动发动机。飞行器发动机11可以安装到设置在关联的发动机隔间(即，图1的发动机容纳隔间7a)中的关联的发动机支架上。
然而，没有详细描述飞行器发动机11和关联的发动机支架，并且仅示意性示出了飞行器发动机11的一小部分而没有进一步的细节。事实上，飞行器发动机11和关联的发动机支架可以通过本领域技术人员公知的发动机和发动机支架来实现，因此为了简明扼要起见可以省略其详细说明。
这同样适用于扭矩管15和驱动轴15a。事实上，可用于实现扭矩管15和驱动轴15a的合适的扭矩管和驱动轴也是本领域技术人员公知的，因此为了简明扼要起见也可以省略其详细说明。
说明性地，扭矩管15至少部分被容纳在垫圈10g中、即被垫圈10g环绕。换言之，包括图5的两个防火外壳12a、12b和环形柔性防火波纹管13的垫圈10g形成至少部分地环绕并容纳扭矩管15的管状或套筒状结构，即，袖口状结构。
举例来说，垫圈10g通过图5的关联的快速释放紧固件14a可移除地附接到防火墙构造10上并且更具体地附接到前部防火墙10a上。说明性地，垫圈10g至少部分被可移除地附接到前部防火墙10a的可拆面板10i上。因此，垫圈10g对穿过前部防火墙10a的扭矩管15的通道进行密封。在这种构造中，垫圈10g的环形柔性防火波纹管13被构造为对扭矩管15相对于防火墙构造10的运动进行补偿。此外，垫圈10g说明性地包括将两个防火外壳12a、12b夹紧在一起的图5的两个外壳夹具14b。
图8示出了图4至图7的垫圈10g，其至少部分地容纳、即环绕扭矩管15和图7的驱动轴15a。垫圈10g包括两个防火外壳12a、12b和包括纤维增强织物14d的环形柔性防火波纹管13。
说明性地，将在下面针对图10详细描述的是，环形柔性防火波纹管13通过图5的至少两个金属环14e中的至少一个以重叠的方式安装到两个防火外壳12a、12b上。换言之，至少两个防火外壳12a、12b优选至少部分地与环形柔性防火波纹管13重叠。
图9示出了具有图3的前部防火墙10a、可拆面板10i和中间防火墙10c以及具有图5的两个外壳夹具14b的图4至图9的垫圈10g的防火墙构造10。垫圈10g至少部分地容纳、即环绕将图7的至少一个飞行器发动机11连接至图1的直升机1的主齿轮箱17的扭矩管15。
然而，没有详细描述主齿轮箱17并且仅示意性示出了其一小部分而没有进一步的细节。事实上，主齿轮箱17可以通过本领域技术人员公知的主齿轮箱来实现，因此为了简明扼要起见可以省略其详细说明。
图9进一步示出了图5至图8的防火外壳12b和环形柔性防火波纹管13。举例来说，防火外壳12b被可移除地附接到前部防火墙10a上并且至少部分地通过图5的快速释放紧固件14a附接到可拆面板10i上。环形柔性防火波纹管13说明性地包括图5的蘑菇型固定装置14c和纤维增强织物14d。蘑菇型固定装置14c说明性地将环形柔性防火波纹管13在连接区域16中附接到至少一个飞行器发动机11的关联的配对部11a上。
图10示出了图9的连接区域16，以进一步说明具有外壳夹具14b的防火外壳12b、环形柔性防火波纹管13以及环形柔性防火波纹管13通过蘑菇型固定装置14c在至少一个飞行器发动机11的关联的配对部11a上的附接。更具体地，图10阐明了环形柔性防火波纹管13与防火外壳12b的重叠，环形柔性防火波纹管13通过图5的至少两个金属环14e中的至少一个说明性地安装到该防火外壳12b上。说明性地，至少两个金属环14e中的所述至少一个通过关联的紧固件14g、特别是铆钉被可移除地安装到防火外壳12b上。举例来说，至少两个金属环14e中的所述至少一个可以紧固到外壳夹具14b上。
说明性地，环形柔性防火波纹管13包括图9的纤维增强织物14d。优选地，纤维增强织物14d包括至少一个涂覆有机硅的玻璃纤维织物层14h。至少一个涂覆有机硅的玻璃纤维织物层14h优选是垫圈10g的面向至少一个飞行器发动机11的外层。
此外，纤维增强织物14d优选包括至少一个硅酸盐玻璃纤维织物层14i。至少一个硅酸盐玻璃纤维织物层14i优选面向图9的扭矩管15。
应当注意，对上述实施方式的修改在本领域技术人员的常识范围内，因此也被认为是本发明的一部分。还应注意，附图仅用于示意性表示本发明的实施方式，并非是用于示出其详细构造。
附图标记列表
1 旋翼式飞行器
2 机身
2a 驾驶舱
2b 座舱
2c 机身的上部主蒙皮
2f、2g 机身的侧壳
2h 前舱蒙皮
2i 发动机舱蒙皮
2j 后舱蒙皮
3 尾梁
4 反扭矩装置
4a 尾旋翼
5 垂直尾翼
6 飞行器上层舱
6a 发动机舱
7 发动机容纳区域
7a、7b 发动机容纳隔间
8 整流罩
10 防火墙构造
10a 前部防火墙
10b 后部防火墙
10c 中间防火墙
10d 尾旋翼驱动轴通道
10e 前部防火墙的上部延伸部
10f 后盖
10g、10j 垫圈
10h、10i 前部防火墙的可拆面板
11 飞行器发动机
11a 发动机配对部
12a、12b 垫圈半壳
13 垫圈波纹管
14a 凸轮锁紧固定装置
14b 外壳夹具
14c 蘑菇型固定装置
14d 波纹管纤维织物
14e 金属环
14f 附加防火屏障
14g 铆钉
14h 波纹管外层
14i 波纹管内层
15 扭矩管
15a 驱动轴
16 连接区域
17 主齿轮箱

Claims (15)

1.一种旋翼式飞行器(1)，其具有形成飞行器内部区域(2a、2b)的机身(2)，所述机身(2)包括将所述飞行器内部区域(2a、2b)与设置在所述机身(2)上方的飞行器上层舱(6)分开的上部主蒙皮(2c)，其中所述飞行器上层舱(6)包括具有防火墙构造(10)的发动机容纳区域(7)，所述发动机容纳区域(7)在所述防火墙构造(10)内容纳至少一个飞行器发动机(11)，使得所述防火墙构造(10)至少在所述至少一个飞行器发动机(11)与所述飞行器内部区域(2a、2b)之间限定防火隔离部和易燃流体密封部，并且其中所述防火墙构造(10)包括用于对将所述至少一个飞行器发动机(11)连接至所述旋翼式飞行器(1)的主齿轮箱(17)的扭矩管(15)的通道进行密封的至少一个垫圈(10g)，其特征在于，所述至少一个垫圈(10g)包括可移除地彼此附接形成管状结构的至少两个防火外壳(12a、12b)以及安装在所述至少两个防火外壳(12a、12b)上并被构造为对所述扭矩管(15)相对于所述防火墙构造(10)的运动进行补偿的环形柔性防火波纹管(13)。
2.根据权利要求1所述的旋翼式飞行器(1)，其特征在于，所述至少一个垫圈(10g)形成易燃流体屏障并且被构造为提供所述扭矩管(15)与所述至少一个飞行器发动机(11)之间的防火隔离和隔热部。
3.根据权利要求1或2所述的旋翼式飞行器(1)，其特征在于，所述至少两个防火外壳(12a、12b)中的至少一个包含钛。
4.根据权利要求3所述的旋翼式飞行器(1)，其特征在于，所述至少两个防火外壳(12a、12b)中的所述至少一个是半圆柱形的钛外壳。
5.根据前述任一项权利要求所述的旋翼式飞行器(1)，其特征在于，所述环形柔性防火波纹管(13)包括纤维增强织物(14d)。
6.根据权利要求5所述的旋翼式飞行器(1)，其特征在于，所述纤维增强织物(14d)包括至少一个涂覆有机硅的玻璃纤维织物层(14h)。
7.根据权利要求5或6所述的旋翼式飞行器(1)，其特征在于，所述纤维增强织物(14d)包括至少一个硅酸盐玻璃纤维织物层(14i)。
8.根据前述任一项权利要求所述的旋翼式飞行器(1)，其特征在于，所述环形柔性防火波纹管(13)包括用于形成环形波纹管结构的至少两个金属环(14e)。
9.根据权利要求8所述的旋翼式飞行器(1)，其特征在于，所述至少两个金属环(14e)中的至少一个通过关联的紧固件(14g)、特别是铆钉被可移除地安装到所述至少两个防火外壳(12a、12b)上。
10.根据权利要求8或9所述的旋翼式飞行器(1)，其特征在于，所述至少两个金属环(14e)是不锈钢金属环。
11.根据前述任一项权利要求所述的旋翼式飞行器(1)，其特征在于，所述至少两个防火外壳(12a、12b)通过关联的外壳夹具(14b)被可移除地彼此附接。
12.根据前述任一项权利要求所述的旋翼式飞行器(1)，其特征在于，所述至少一个垫圈(10g)通过关联的快速释放紧固件(14a)、特别是四分之一转快速释放紧固件被可移除地附接到所述防火墙构造(10)上。
13.根据权利要求12所述的旋翼式飞行器(1)，其特征在于，所述防火墙构造(10)还至少包括通过中间防火墙(10c)互连的前部防火墙(10a)和后部防火墙(10b)，并且其中所述至少一个垫圈(10g)被可移除地附接到所述前部防火墙(10a)上。
14.根据前述任一项权利要求所述的旋翼式飞行器(1)，其特征在于，所述至少两个防火外壳(12a、12b)至少部分地与所述环形柔性防火波纹管(13)重叠。
15.根据前述任一项权利要求所述的旋翼式飞行器(1)，其特征在于，所述环形柔性防火波纹管(13)通过蘑菇头销(14c)附接到所述至少一个飞行器发动机(11)的关联的配对部(11a)上。
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