CN117627787A - 用于飞行器的动力装置 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种用于飞行器的动力装置(151)，包括：框架(180)；推进系统(150)，推进系统包括核心机构(152)，核心机构封围在壳体(154)中并且包括燃烧室(158)和涡轮(160)；供应管(170)，其用于将二氢输送到燃烧室(158)并且在穿过壳体(154)下降到燃烧室中之前在沿着涡轮(160)延伸的壳体(154)的外侧蜿蜒；以及保护板(182)，其紧固到框架(180)并且定位在壳体(154)与供应管(170)之间。有了这样的布置，如果涡轮的叶片分离，它将遇到阻挡其通向二氢管道的路径的保护板，从而转向或止动。

Description

用于飞行器的动力装置
技术领域
本发明涉及一种用于飞行器的动力装置，所述动力装置包括紧固到飞行器机翼结构的框架、紧固到框架的诸如涡轮螺旋桨发动机之类的单流推进系统、向推进系统的燃烧室供应二氢的二氢管、以及在二氢管与推进系统的涡轮之间紧固到框架的保护板。本发明还涉及包括至少一个这样的推进装置的飞行器。
背景技术
为了运动，飞行器通常包括至少一个动力装置，该动力装置包括诸如涡轮螺旋桨发动机之类的单流推进系统。这种推进系统包括封围在壳体中的核心机构(core)，并且从上游到下游尤其包括压缩机、燃烧室和涡轮。视情况而定，推进系统还包括由核心机构旋转的风扇或螺旋桨。压缩机和涡轮各自具有紧固到旋转轴的叶片。
动力装置还包括紧固到飞行器机翼结构的框架，从而在机翼下形成附接挂架。
为了限制使用煤油造成的污染，设想在燃烧室内使用二氢作为燃料。
通过至少部分地在动力装置中延伸的二氢管将二氢从储罐输送到燃烧室。由于动力装置的结构及其处于机翼下方及机翼前部的位置，二氢管穿过来自机翼的框架，从而从后部向前延伸到燃烧室。
为了限制核心机构的温度对二氢管的影响，该管在壳体外延伸，并穿过壳体到达燃烧室。
在推进系统发生事故的情况下，涡轮或压缩机的一些叶片可能会由于其速度而与轴分离、穿过壳体，从而可能切割二氢管。
发明内容
本发明的一个目的是提出一种动力装置，其包括保护装置，该保护装置使得可以保护经过单流推进系统的涡轮的叶片附近的二氢管。
为此，提出一种用于飞行器的动力装置，其包括：
－框架；
－推进系统，其紧固到框架并且包括核心机构，核心机构封围在壳体中、并且包括燃烧室和涡轮，涡轮设有绕纵向轴线旋转的叶片；
－供应管，其用于将二氢输送到燃烧室，其中，供应管在穿过壳体下降到燃烧室中之前在沿着涡轮延伸的壳体的外侧蜿蜒；以及
－保护板，其通过紧固装置紧固到框架并且定位在壳体与供应管之间以及供应管与涡轮之间，该动力装置的特征在于，紧固装置包括布置在保护板的前部部分处的前紧固系统、以及位于前部部分后面的保护板的竖直中间平面的两侧上的两个侧向紧固系统，其中，前紧固系统包括前杆，前杆通过第一连接点在保护板的中间平面处铰接地紧固到框架、并且通过两个第二连接点铰接地紧固到保护板，其中，第二连接点位于保护板的中间平面的两侧，并且每个侧向紧固系统包括侧向杆，侧向杆通过第一连接点铰接地紧固到框架、并通过两个第二连接点铰接地紧固到保护板。
有了这样的布置，如果涡轮的叶片分离，它将遇到阻挡其通向二氢管道的路径的保护板，从而转向或止动。
有利地，保护板的前端垂直于纵向轴线至少定位在涡轮的最前面的叶片处，并且保护板的后端垂直于纵向轴线至少定位在涡轮的最后面的叶片处。
有利地，保护板在涡轮的最前面的叶片的前面且在涡轮的最后面的叶片的后面延伸。
根据一个具体实施例，从正面看，涡轮沿顺时针方向旋转，供应管位于相对于所述推进系统的中间平面而言的右舷侧，并位于壳体上方，并且保护板在右舷侧上水平地延伸过框架的宽度的大致一半。
根据一个具体实施例，保护板在框架的宽度上水平地延伸，并具有V形转折部，转折部的指向朝向纵向轴线定向，其中，供应管位于V形转折部的开口附近。
根据一个具体实施例，保护板在框架的宽度上水平地延伸，并且具有平行于纵向轴线的肋件。
根据一个具体实施例，保护板采用波折板的形式。
根据一个具体实施例，保护板采用V形截面的形式，V形截面的指向朝向纵向轴线定向，其中，供应管位于该V形的开口的内部。
本发明还提出了一种飞行器，其包括机翼、二氢罐和至少一个根据前述变型之一的动力装置，其中，框架紧固到机翼，并且其中，供应管流体连接到二氢罐。
附图说明
通过阅读以下对一个示例性实施例的描述，本发明的上述特征及其他特征将变得更加清楚，所述描述参考附图给出，附图中：
图1是飞行器的侧视图，该飞行器包括根据本发明的动力装置；
图2是根据本发明的动力装置的推进系统的示意性侧剖视图；
图3是根据本发明第一变型实施例的动力装置的沿线III－III的示意性剖视图；
图4是根据本发明第二变型实施例的动力装置的类似于图3的视图；
图5是根据本发明第三变型实施例的动力装置的类似于图3的视图；
图6是根据本发明第四变型实施例的动力装置的类似于图3的视图；
图7是根据本发明第五变型实施例的动力装置的类似于图3的视图；
图8是根据本发明第六变型实施例的动力装置的类似于图3的视图；
图9是根据具体实施例的保护板的侧视图；
图10是保护板沿图9中的线X－X的剖视图；以及
图11是紧固装置的细节图。
具体实施方式
在以下描述中，与位置相关的术语相对于处于向前行进位置中的飞行器而考虑，即，如图1所示，其中，箭头F示出飞行器的向前行进的方向。
在以下描述中，并且常规地，推进系统的纵向轴线称为X，其平行于飞行器的沿飞行器向前行进方向朝向前部正定向的纵向轴线；横向轴线称为Y，当飞行器处于地面上时其水平；以及当飞行器处于地面上时的竖直轴线或竖直高度称为Z，这三个轴线X、Y、Z彼此正交。
图1示出了飞行器100，其具有机身102，机身102的每侧紧固有机翼104。在每个机翼104下方紧固至少一个动力装置151，该动力装置151包括短舱149，该短舱149由形成空气动力学外表面的整流罩147组成。
图2示出了动力装置151，该动力装置还包括示意性示出的推进系统150。动力装置151包括框架180，该框架将动力装置151紧固到机翼104的结构并形成附接挂架。在图2所示的本发明实施例中，框架180采用笼架的形式、其尤其由相互紧固的梁组成。框架180通过本领域技术人员已知的紧固装置紧固到机翼的结构上。
在图2所示的本发明实施例中，推进系统150是涡轮螺旋桨发动机，其包括封围在壳体154中的核心机构152。在图2所示的本发明实施例中，壳体154容纳在形成笼架的框架180内，并通过本领域技术人员已知的任何适当方式紧固到框架180。
外部空气通过设置在短舱149前部的整流罩147中的开口144进入短舱149。
在短舱149内部，主气流10进入核心机构152以向燃烧室158供应二氧。
因此，壳体154在前部敞开以允许将主流10引入核心机构152中，并且在后部敞开以允许通过喷嘴排出由燃烧产生的气体。核心机构152从上游到下游包括压缩机156、燃烧室158和涡轮160。压缩机156和涡轮160设有绕纵向轴线X旋转的叶片161。
因此，主流10连续穿过压缩机156，在压缩机156处被压缩，然后被喷射到燃烧室158中，在燃烧室158处与燃料混合。然后，燃烧产生的气体穿过涡轮160并使其旋转。涡轮160继而使压缩机156旋转，然后在后部处排出气体。
在涡轮螺旋桨发动机的示例中，推进系统150包括螺旋桨162，螺旋桨162位于前部并由涡轮160旋转。在此处公开的本发明实施例中，推进系统150还包括安装在涡轮160与螺旋桨162之间的齿轮箱142，该齿轮箱142绕平行于纵向轴线X的旋转轴线50旋转，并且在此处相对于纵向轴线X偏移。
通常，本发明的目的应用于具有在核心机构152内部的主流10的推进系统150。
动力装置151还包括供应管170，供应管170使得可以将二氢作为燃料输送到燃烧室158，该供应管170流体连接到飞行器100的二氢罐172。因此，供应管170在壳体154外侧从短舱149的后部蜿蜒，从而在穿过壳体154下降到燃烧室158中之前在涡轮160的外侧沿着涡轮160延伸。
在推进系统150上发生事故的情况下，涡轮160的叶片161可能分离并穿过壳体154。为了保护供应管170，动力装置151包括保护板182，该保护板182通过紧固装置184紧固到框架180并且定位在壳体154与供应管170之间以及供应管170与涡轮160之间。
保护板182的前端垂直于纵向轴线X至少定位在涡轮160的最前面的叶片161的水平高度处，并且保护板182的后端垂直于纵向轴线X至少定位在涡轮160的最后面的叶片161的水平高度处。
如果涡轮160的叶片161分离，则所述叶片161将因此与保护板182碰撞，并且其路径将在其到达供应管170之前中断或转向。
在分离的情况下，涡轮160的叶片161可以相对于纵向轴线X径向离开，但是可以存在一定程度的散射，并且可以向前或向后离开。因此，较佳地使保护板182延伸超过涡轮160的叶片161，以顾及散射的风险。因此，较佳地，保护板182在涡轮160的最前面的叶片161的前面且在涡轮160的最后面的叶片161后面延伸。
由于供应管170的位置相对于燃烧室158位于后部，所述供应管170从不沿着压缩机156延伸，因此不需要安装保护板。当然，如果在另一构造中，供应管170沿着压缩机156延伸，则可以安装类似的保护板。
由于容纳壳体154的框架180的底部的占地面积，供应管170较佳地在所述框架180的顶部延伸，因此在壳体154上方延伸。
保护板182例如由具有高比强度的钛合金制成，如已知为Ti-6Al-4V的合金，并且具有例如30mm量级的厚度。
图3示出了本发明的第一变型，其中保护板382在框架180的宽度上平行于水平平面XY延伸。
图4示出了本发明的第二变型，其中，从正面看，涡轮160沿顺时针方向(箭头402)旋转，供应管170位于相对于推进系统150的中间平面XZ而言的右舷侧，并位于壳体154上方，并且其中，保护板482在与水平平面XY平行的右舷侧上延伸过框架180的宽度的大致一半。这样的组件使得可以节省重量，并且由于旋转方向，只有在右舷侧上升的叶片161容易撞击供应管170。
图5示出了第三变型，其中，保护板582在框架180的宽度上平行于水平平面XY延伸，并具有V形转折部584，其指向在此朝向纵向轴线X定向，其中，供应管170位于所述V形转折部584的开口附近。
图6示出了第四变型，其中，保护板682在框架180的宽度上平行于水平平面XY延伸，并具有平行于纵向轴线X的肋件684。
图7示出了第五变型，其中，保护板782采用波折板的形式，该波折板在此延伸越过框架180的宽度的大致一半，但可以延伸越过框架180的整个宽度。
图8示出了第六变型，其中，保护板882采用V形截面的形式，其指向朝向纵向轴线X定向，其中，供应管170位于所述V形的开口内部。
紧固装置184例如可以是将保护板182紧固到框架180的夹紧螺钉、铆钉等。
图9和图10示出了紧固装置184的具体实施例，如果保护板182水平放置，则紧固装置184将保护板182紧固到框架180。
此处，保护板182悬置在框架180的两个元件、比如平行于纵向轴线X的梁下方。
紧固装置184包括前紧固系统902和两个侧向紧固系统904。前紧固系统902布置在保护板182的前部部分906的水平高度处，侧向紧固系统904位于保护板182的竖直中间平面P’的两侧，并平行于纵向轴线X并在前部部分906后面。
前紧固系统902包括前杆908，该前杆通过第一连接点910a在中间平面P’的水平高度处铰接地紧固到框架180，并通过两个第二连接点910b－c铰接地紧固到保护板182，其中，第二连接点910b－c定位在中间平面P’的两侧。第一连接点910a在第二连接点910b－c上方。
前杆908包含在垂直于纵向轴线X的平面中。
每个侧向紧固系统904包括侧向杆912，该侧向杆通过第一连接点914a铰接紧固到框架180，并通过两个第二连接点914b－c铰接紧固到保护板182，其中，每个侧向紧固系统904的三个连接点914a－c位于平行于中间平面P’的平面中。第一连接点914a在第二连接点914b－c上方。
每个连接点产生至少一个枢转连接，前紧固系统902的连接点910a－c的轴线平行于纵向轴线X，并且每个侧向紧固系统904的连接点914a－c的轴线平行于横向轴线Y。
然而，每个连接点较佳地产生球形接头连接，其实施例如图11所示。
图11示出了第一元件1102与第二元件1104之间的每个连接点1100的细节。第一元件1102可以是框架180或保护板182，第二元件1104是杆908、912。
第一元件1102包括具有两个臂1106的U形夹(clevis，夹头件)，在两个臂之间布置有刚性连接到第二元件1104的回转轴承1108。每个臂被孔刺穿，端部套筒1110插入该孔中。采用中空圆柱形杆形式的铰链销1112可滑动地装配到每个端部套筒1110中，并且力装配到回转轴承1108中形成的孔中，以便使得回转轴承1108可以相对于U形夹绕连接轴线L枢转。
在U形夹的一侧，将螺杆1114插入到铰链销1112中，并且将第一锁紧平垫圈1116装配到螺杆1114的柄部上、并且插设在螺杆1114的头部与端部套筒1110之间，并且在U形夹的另一侧，第二锁紧平垫圈1118装配到螺杆1114的柄部上、并插设在另一端部套筒1110与螺杆的螺纹端之间，其中，夹紧螺母1120在螺杆1114的螺纹端上拧紧到期望扭矩，以抵靠第二锁紧平垫圈1118，并保持垫圈1116和1118压抵端部套筒1110。
通过端部套筒1110和回转轴承1108沿着连接轴线L的轴向固定来完成将两个元件组装在一起。这种固定是由于与第二锁紧垫圈1118接触的夹紧螺母1120和与第一锁紧垫圈1116接触的螺杆1114的头部之间的压紧而实现的。

Claims (9)

1.一种用于飞行器(100)的动力装置(151)，包括：
－框架(180)；
－推进系统(150)，所述推进系统紧固到所述框架(180)并且包括核心机构(152)，所述核心机构封围在壳体(154)中、并且包括燃烧室(158)和涡轮(160)，所述涡轮设有绕纵向轴线(X)旋转的叶片(161)；
－供应管(170)，所述供应管用于将二氢输送到所述燃烧室(158)，其中，所述供应管(170)在穿过所述壳体(154)下降到所述燃烧室(158)中之前在沿着所述涡轮(160)延伸的壳体(154)的外侧蜿蜒；以及
－保护板(182)，所述保护板通过紧固装置(184)紧固到所述框架(180)并且定位在所述壳体(154)与所述供应管(170)之间且在所述供应管(170)与所述涡轮(160)之间，所述动力装置(151)的特征在于，所述紧固装置(184)包括布置在所述保护板(182)的前部部分(906)处的前紧固系统(902)、以及位于所述前部部分(906)后面的所述保护板(182)的竖直中间平面(P’)的两侧上的两个侧向紧固系统(904)，其中，所述前紧固系统(902)包括前杆(908)，所述前杆通过第一连接点(910a)在所述保护板(182)的所述中间平面(P’)处铰接地紧固到所述框架(180)、并且通过两个第二连接点(910b－c)铰接地紧固到所述保护板(182)，其中，所述第二连接点(910b－c)位于所述保护板(182)的所述中间平面(P’)的两侧，并且每个侧向紧固系统(904)包括侧向杆(912)，所述侧向杆通过第一连接点(914a)铰接地紧固到所述框架(180)、并通过两个第二连接点(914b－c)铰接地紧固到所述保护板(182)。
2.根据权利要求1所述的动力装置(151)，其特征在于，所述保护板(182)的前端垂直于所述纵向轴线(X)至少定位在所述涡轮(160)的最前面的叶片(161)处，并且所述保护板(182)的后端垂直于所述纵向轴线(X)至少定位在所述涡轮(160)的最后面的叶片(161)处。
3.根据权利要求2所述的动力装置(151)，其特征在于，所述保护板(182)在所述涡轮(160)的最前面的叶片(161)的前面且在所述涡轮(160)的最后面的叶片(161)后面延伸。
4.根据权利要求1所述的动力装置(151)，其特征在于，从正面看，所述涡轮(160)沿顺时针方向(402)旋转，其中，所述供应管(170)位于相对于所述推进系统(150)的中间平面(XZ)而言的右舷侧，并位于所述壳体(154)上方，并且其中，所述保护板(482)在所述右舷侧上水平地延伸越过所述框架(180)的宽度的大致一半。
5.根据权利要求1所述的动力装置(151)，其特征在于，所述保护板(582)在所述框架(180)的宽度上水平地延伸，并具有V形转折部(584)，所述转折部的指向朝向所述纵向轴线(X)定向，其中，所述供应管(170)位于所述V形转折部(584)的开口附近。
6.根据权利要求1所述的动力装置(151)，其特征在于，所述保护板(682)在所述框架(180)的宽度上水平延伸，且其中，所述保护板具有平行于所述纵向轴线(X)的肋件(684)。
7.根据权利要求1所述的动力装置(151)，其特征在于，所述保护板(782)采用波折板的形式。
8.根据权利要求1所述的动力装置(151)，其特征在于，所述保护板(882)采用V形截面的形式，所述V形截面的指向朝向所述纵向轴线(X)定向，且其中，所述供应管(170)位于所述V形的开口内部。
9.一种飞行器(100)，所述飞行器包括机翼(104)、二氢罐(172)和至少一个根据权利要求1所述的动力装置(151)，其中，所述框架(180)紧固到所述机翼(104)，并且其中，所述供应管(170)流体连接到所述二氢罐(172)。
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