CN214776511U - 辅助动力装置防火墙结构 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供一种辅助动力装置防火墙结构，其包括在飞机尾锥内划分出防止火焰从设于所述飞机尾锥内的辅助动力装置向外部喷出的防火区域的防火复合材料板，所述防火复合材料板为通过对交叉铺层的多层碳纤维织物预浸料进行热压罐固化而形成的层压板。通过采用这种对交叉铺层的多层碳纤维织物预浸料进行层压而构成的防火复合材料板来取代现有技术中使用的钛合金等金属材料，能够在满足辅助动力装置的防火要求的同时，减轻防火墙结构整体的重量并降低制造成本。

Description

辅助动力装置防火墙结构

技术领域

本实用新型涉及航空技术领域，特别是涉及一种防止火焰从设于飞机尾锥的辅助动力装置向外部喷出的辅助动力装置防火墙结构。

背景技术

在民航客机上，在作为主动力装置的发动机之外独立地设有输出用于压缩空气或供电的辅助动力装置。该辅助动力装置通常设在飞机尾锥处，用于在飞机起飞前向飞机的空调系统供气或为主发动机提供气源启动，以及在发动机启动前、或者在发动机启动后发动机或其他发电装置出现故障时为飞机电力系统供电。

辅助动力装置本质是一种小型的燃气涡轮发动机，因此，因燃料和高温燃气的存在，该辅助动力装置附近的结构存在着火的风险，从而需要在可能会着火的结构周围划定防火区域，并在该防火区域内设置防止火焰向外部喷出的防火墙结构。

在现有技术中，例如在B767-200和ARJ21-700系列飞机中设置了如图3示出的独立防火舱作为防火墙结构，这种独立防火舱采用钛合金等金属板材将前后防火墙以及周向防火墙一体地形成，仅在下方开口以供辅助动力装置从下侧安装并容置在其内部。

另外，作为另一种典型的防火墙结构，例如采用图4示出的非独立防火舱，在非独立防火舱仅具有由钛合金等金属板材制成的、下方开口周向防火墙。在将这种非独立防火舱安装于飞机尾锥时。需要使该非独立防火舱前后两侧的飞机机身结构分别兼作前后防火墙，与该非独立防火舱以及安装在其内部的辅助动力装置一并构成封闭的防火系统。

然而，无论是在构成为独立防火舱还是非独立防火舱的防火墙结构中，均采用钛合金等金属材料来组建，这种采用金属材料组建的防火墙结构会产生因金属材料密度很大而导致整体重量较重以及制造成本过高的问题。

实用新型内容

本实用新型是鉴于上述问题而提出的，其目的在于提供一种在确保高防火耐燃特性的同时减轻整体重量并降低制造成本的辅助动力装置防火墙结构。

根据本实用新型的一个方面，提供一种辅助动力装置防火墙结构，其包括在飞机尾锥内划分出防止火焰从设于所述飞机尾锥内的辅助动力装置向外部喷出的防火区域的防火复合材料板，所述防火复合材料板为通过对交叉铺层的多层碳纤维织物预浸料进行热压罐固化而形成的层压板。

优选地，所述防火复合材料板层叠有四层以上的所述碳纤维织物预浸料。

优选地，所述防火复合材料板构成为多层所述碳纤维织物预浸料中的相邻的两层所述碳纤维织物预浸料彼此交叉±45°。

优选地，所述防火复合材料板设有多块，每两块所述防火复合材料板通过连接件连接在一起，并且彼此的连接部位被密封。

优选地，所述连接件为不可拆卸连接件，位于所述连接部位的两块所述防火复合材料板之间被实施了贴合面密封，并且所述连接部位的位于迎火侧的所述防火复合材料板的端部被实施了填角密封。或者，所述连接件为可拆卸连接件，位于所述连接部位的两块所述防火复合材料板之间被实施了贴合面密封，并且所述连接部位的位于迎火侧的所述防火复合材料板的端部被实施了填角密封。或者，所述连接件为可拆卸连接件，位于所述连接部位的两块所述防火复合材料板之间利用密封条来密封。

优选地，辅助动力装置防火墙结构包括由所述防火复合材料板构成的周向防火墙，所述周向防火墙以在其内部容置所述辅助动力装置且供所述辅助动力装置从下方安装的方式在该周向防火墙的下方形成有开口。由此，辅助动力装置防火墙结构至少能够构成为具备周向防火墙的非独立防火舱。

更优选地，辅助动力装置防火墙结构还包括由所述防火复合材料板或者金属板构成的前防火墙以及后防火墙，所述前防火墙以及所述后防火墙分别经由金属连接板与所述周向防火墙连接固定。由此，辅助动力装置防火墙结构能够构成为同时具备周向防火墙、前防火墙以及后防火墙的独立防火舱。

进一步优选地，所述前防火墙、所述后防火墙以及所述周向防火墙分别利用不可拆卸连接件与所述金属连接板连接在一起，所述前防火墙与所述金属连接板的连接部位被实施了贴合面密封，并且该连接部位的位于迎火侧的所述前防火墙或者所述金属连接板的端部被实施了填角密封，所述后防火墙与所述金属连接板的连接部位被实施了贴合面密封，并且该连接部位的位于迎火侧的所述后防火墙或者所述金属连接板的端部被实施了填角密封，所述周向防火墙与所述金属连接板的连接部位被实施了贴合面密封，并且该连接部位的位于迎火侧的所述周向防火墙或者所述金属连接板的端部被实施了填角密封。

根据本实用新型的辅助动力装置防火墙结构，无论将其构成为非独立防火舱还是独立防火舱，通过采用对交叉铺层的多层碳纤维织物进行层压而构成的防火复合材料板来取代现有技术中使用的钛合金等金属材料，能够在满足辅助动力装置的防火要求的同时，减轻防火墙结构整体的重量并降低制造成本。

附图说明

为了更好地理解本实用新型的上述及其他目的、特征、优点和功能，可以参考附图中所示的优选实施方式。附图中相同的附图标记指代相同的部件。本领域技术人员应该理解，附图旨在示意性地阐明本实用新型的优选实施方式，对本实用新型的范围没有任何限制作用，图中各个部件并非按比例绘制。

图1是示出本实用新型的辅助动力装置防火墙结构的示意图。

图2是示出沿图1中的A-A’观察的防火复合材料板的连接结构的局部剖视图。

图3是示出现有技术中一种典型的辅助动力装置防火墙结构的示意图。

图4是示出现有技术中另一种典型的辅助动力装置防火墙结构的示意图。

其中，附图标记说明如下：

1辅助动力装置防火墙结构；10周向防火墙；11、12防火复合材料板；13取钉口盖；14维护口盖；111抽芯铆钉；20前防火墙；30后防火墙；40、50金属板；S1、S2、S3、S4连接部位。

具体实施方式

接下来将参照附图详细描述本实用新型的实用新型构思。这里所描述的仅仅是根据本实用新型的优选实施方式，本领域技术人员可以在所述优选实施方式的基础上想到能够实现本实用新型的其他方式，所述其他方式同样落入本实用新型的范围。

图1是示出本实用新型的辅助动力装置防火墙结构的示意图。

本实用新型的辅助动力装置防火墙结构1设置在飞机尾锥内部，其主要由多块防火复合材料板组合而成。如图1所示，例如，通过两块防火复合材料板11、12构成辅助动力装置防火墙结构1的周向防火墙10，该周向防火墙10以将未图示的辅助动力装置容置在其内部且供辅助动力装置从下方安装的方式在其下方开设有开口。

在此，如图2所示，防火复合材料板为通过对四层碳纤维织物预浸料(在本实施方式中，采用耐高温苯并恶嗪树脂碳纤维织物预浸料)进行热压罐固化而形成的层压板，板厚例如在1.2mm以上，局部区域可根据需要而增加厚度，其外形可形成为平面板或者曲面板。在本实施方式中，构成周向防火墙10的防火复合材料板11、12为了配合飞机尾锥的圆锥形状而形成为曲面板。

形成防火复合材料板的四层碳纤维织物预浸料以相邻两层彼此交叉的方式铺层，优选相邻两层碳纤维织物预浸料彼此交叉±45°。这是因为，在对各向异性的碳纤维织物预浸料进行铺层时通过使每层的纤维拼接线错开一定距离，使其在厚度方向上交叉不重合，能够使各向受力均匀，而以±45°应力方向进行铺层能够得到最理想的纤维路径。并且，在因辅助动力装置的燃料和高温燃气着火而将碳纤维织物预浸料的树脂基体烧化后，每层的连续纤维之间会形成缝隙，在按照同一方向进行铺层的情况下，每层上存在的纤维间的缝隙无法彼此覆盖，从而可能存在火焰从这种缝隙向外部窜出的风险。相较于这种情况，在像本实用新型这样以对多层碳纤维织物预浸料进行交叉铺层时，即使各层碳纤维织物预浸料的树脂基体烧化而在各层的连续纤维之间形成了缝隙，也能够通过由某一层覆盖与其错开铺层的其他层的纤维间的缝隙，来得到更加致密的层压结构，从而有效地实现防火功能。

在本实施方式中，防火复合材料板为四层的层压结构，但层叠碳纤维织物预浸料的层数不限于此，只要能够确保必要的防火耐燃特性即可，优选层叠四层以上。

另外，如上所述，在本实施方式中，通过两块防火复合材料板11、 12组装辅助动力装置防火墙结构1的周向防火墙10，但也可以根据实际装配及零件加工的限制和设计能力，而通过一块防火复合材料板或三块以上的防火复合材料板来构成周向防火墙10。

在利用多块防火复合材料板组装周向防火墙10时，在由两块防火复合材料板11和12构成的工艺装配面，利用不可拆卸的金属连接件进行连接并将彼此的连接部位密封。

具体来说，图2是示出沿图1中的A-A’观察的防火复合材料板11、 12的连接结构的局部剖视图，两块防火复合材料板11、12以使彼此的一部分重合的方式层叠，在两者重叠的部分S1利用例如由钛合金制成的抽芯铆钉111将两者紧固连接。在图2的纸面向内的方向上、即在沿着防火复合材料板11和12重叠的部分S1的长度方向(参照图1)上等间隔地铆接有多个铆钉111。为了抑制防火复合材料板11、12发生变形，该多个铆钉111彼此间的间距优选不大于20mm，并且铆钉111的中心点与各防火复合材料板11或12的边缘之间的边距优选不小于10mm。

由于一般情况下工艺装配面不可拆卸，所以对防火复合材料板11、 12重叠的部分S1(即连接部位)进行贴合面密封来实现两者的密封，另外，为了防止在着火时火焰从防火复合材料板11、12的连接部位喷出，对位于迎火侧的防火复合材料板11的端部进行填角密封来提高防火能力。此处进行贴合面密封和填角密封的密封剂例如可以选用特定硅酮密封剂。

返回至图1，在周向防火墙10上设有圆形的取钉口盖13，该取钉口盖13由与防火复合材料板11和12同样的层压板来形成。由于取钉口盖 13仅在需要时才进行拆卸，所以该取钉口盖13与防火复合材料板11(或者防火复合材料板12)之间利用可拆卸的金属连接件进行连接并将彼此的连接部位密封。

具体来说，取钉口盖13与防火复合材料板11以使彼此的一部分重合的方式层叠，在两者重叠的部分S2通过例如由钛合金制成的托板螺栓将两者紧固连接。在沿着取钉口盖13与防火复合材料板11重叠的部分S2的长度方向(取钉口盖13的边缘的周向)上等间隔地安装有多个托板螺栓。该多个托板螺栓彼此间的间距优选不大于30mm，并且托板螺栓的中心点与防火复合材料板11或取钉口盖13的边缘之间的边距优选不小于10mm。

与上述防火复合材料板11和12之间的密封方式同样地，对取钉口盖13与防火复合材料板11重叠的部分S2(即连接部位)进行贴合面密封，另外，根据实际的安装情况而对位于迎火侧的防火复合材料板11 或者取钉口盖13的端部进行填角密封。此处进行贴合面密封和填角密封的密封剂例如可以选用特定硅酮密封剂。

此外，在周向防火墙10(防火复合材料板11和12)上还设有用于供维护人员开箱维护内部设备的维护口盖14，维护口盖14也由与防火复合材料板11和12同样的层压板来形成，在将其安装至周向防火墙10 上时与防火复合材料板11或12形成在同一曲面上。维护口盖14与防火复合材料板11或12之间也利用可拆卸的金属连接件进行连接并将彼此的连接部位密封。

具体来说，维护口盖14与防火复合材料板11或12以使彼此的一部分重合的方式层叠，在两者重叠的部分S3利用例如由钛合金制成的托板螺栓将两者紧固连接。在沿着维护口盖14与防火复合材料板11或12 重叠的部分S3的长度方向(参照图1)上等间隔地安装有多个托板螺栓。该多个托板螺栓彼此间的间距优选不大于30mm，并且托板螺栓的中心点与维护口盖14或防火复合材料板11、12的边缘之间的边距优选不小于10mm。

由于维护人员需要定期对尾锥封闭空间内的线缆及照明设备等进行维护，所以与上述两处连接部位相比，该维护口盖14的拆卸频度比较高，若对维护口盖14与防火复合材料板11或12重叠的部分S3(即连接部位)进行贴合面密封以及进行迎火侧填角密封，则每次拆卸维护口盖14 都要用专用工具去除密封剂，导致维护操作性很差，并且反复去除密封剂也可能会对维护口盖14和防火复合材料板11、12的板面造成损伤。因此，在此取代贴合面密封以及填角密封的密封方式，使用密封条来将维护口盖14与防火复合材料板11或12的连接部位进行密封。该密封条优选使用厚度为1mm的玻璃织物增强密封料。

以上述方式构成的辅助动力装置防火墙结构1可以单独构成非独立防火舱。在该情况下，在将这种辅助动力装置防火墙结构1安装于飞机尾锥时，需要将其与前后两侧的飞机机身结构组合来实现整个防火体系的功能。如图1所示，在安装至飞机尾锥之后，将位于辅助动力装置防火墙结构1的周向防火墙10的前侧的飞机机身结构兼作为前防火墙20，并且将周向防火墙10的后侧的飞机机身结构兼作为后防火墙30。但辅助动力装置防火墙结构1也可以构成为由周向防火墙10、前防火墙20 以及后防火墙30构成，即构成为独立防火舱。

在本实施方式中，前防火墙20由与构成辅助动力装置防火墙结构1 的防火复合材料板同样的层压板构成，从而与以往采用金属板材制造前防火墙的情况相比，能够减轻前防火墙自身的重量。就后防火墙30而言，由于其位置更接近辅助动力装置的高温部或者易着火的火源部，所以该后防火墙30优选使用钛合金等轻量金属材料来制成，但在满足防火要求的情况下也可以采用本实用新型的上述防火复合材料板来代替金属材料。

前防火墙20与周向防火墙10之间、以及后防火墙30与周向防火墙 10之间分别经由金属板40、50来连结。在本实施方式中，金属板40、 50采用由钛合金制造的L字型的角材，其厚度优选为0.813mm以上。通过使每个L字型的金属板的一侧折边与前防火墙20或后防火墙30连接并密封、并且使另一侧折边与周向防火墙10连接并密封，来有效确保前后防火墙与周向防火墙之间的防火密封，防止在着火之后火焰沿着前后方向窜动而从易形成缝隙的防火墙接合面向外侧喷出的情况。

另外，前防火墙20、后防火墙30以及周向防火墙10分别利用不可拆卸的金属连接件与金属板40或50连接并将彼此的连接部位密封。在此，以构成周向防火墙10的一块防火复合材料板11与金属板40之间的连接结构为例进行说明。防火复合材料板11与金属板40以使彼此的一部分重合的方式层叠，在两者重叠的部分S4通过例如由钛合金制成的抽芯铆钉将两者紧固连接。在沿着防火复合材料板11与金属板40重叠的部分S4的长度方向上等间隔地铆接有多个铆钉。为了抑制防火复合材料板11和金属板40重叠发生变形，该多个铆钉彼此间的间距优选不大于20mm，并且铆钉的中心点与各防火复合材料板11或金属板40的边缘之间的边距优选不小于10mm。而且，对防火复合材料板11与金属板40重叠的部分S4进行贴合面密封，对位于迎火侧的防火复合材料板 11的端部进行填角密封来提高防火能力。此处进行贴合面密封和填角密封的密封剂也可以选用特定硅酮密封剂。

根据本实施方式中的辅助动力装置防火墙结构1，无论将其构成为仅具备周向防火墙的非独立防火舱还是构成为同时具备周向防火墙、前防火墙以及后防火墙的独立防火舱，通过采用对交叉铺层的多层碳纤维织物进行层压而构成的防火复合材料板来取代现有技术中使用的钛合金等金属材料，能够在满足辅助动力装置的防火要求的同时，减轻防火墙结构整体的重量并降低制造成本。

本实用新型的保护范围仅由权利要求限定。得益于本实用新型的教导，本领域技术人员容易认识到可将本实用新型所公开结构的替代结构作为可行的替代实施方式，并且可将本实用新型所公开的实施方式进行组合以产生新的实施方式，它们同样落入所附权利要求书的范围内。

Claims (10)

1.一种辅助动力装置防火墙结构，其特征在于，

包括在飞机尾锥内划分出防止火焰从设于所述飞机尾锥内的辅助动力装置向外部喷出的防火区域的防火复合材料板，

所述防火复合材料板为通过对交叉铺层的多层碳纤维织物预浸料进行热压罐固化而形成的层压板。

2.根据权利要求1所述的辅助动力装置防火墙结构，其特征在于，

所述防火复合材料板层叠有四层以上的所述碳纤维织物预浸料。

3.根据权利要求1或者2所述的辅助动力装置防火墙结构，其特征在于，

所述防火复合材料板构成为多层所述碳纤维织物预浸料中的相邻的两层所述碳纤维织物预浸料彼此交叉±45°。

4.根据权利要求1或者2所述的辅助动力装置防火墙结构，其特征在于，

所述防火复合材料板设有多块，

每两块所述防火复合材料板通过连接件连接在一起，并且彼此的连接部位被密封。

5.根据权利要求4所述的辅助动力装置防火墙结构，其特征在于，

所述连接件为不可拆卸连接件，

位于所述连接部位的两块所述防火复合材料板之间被实施了贴合面密封，并且所述连接部位的位于迎火侧的所述防火复合材料板的端部被实施了填角密封。

6.根据权利要求4所述的辅助动力装置防火墙结构，其特征在于，

所述连接件为可拆卸连接件，

位于所述连接部位的两块所述防火复合材料板之间被实施了贴合面密封，并且所述连接部位的位于迎火侧的所述防火复合材料板的端部被实施了填角密封。

7.根据权利要求4所述的辅助动力装置防火墙结构，其特征在于，

所述连接件为可拆卸连接件，

位于所述连接部位的两块所述防火复合材料板之间利用密封条来密封。

8.根据权利要求1或者2所述的辅助动力装置防火墙结构，其特征在于，

包括由所述防火复合材料板构成的周向防火墙，

所述周向防火墙以在其内部容置所述辅助动力装置且供所述辅助动力装置从下方安装的方式在该周向防火墙的下方形成有开口。

9.根据权利要求8所述的辅助动力装置防火墙结构，其特征在于，

还包括由所述防火复合材料板或者金属板构成的前防火墙以及后防火墙，

所述前防火墙以及所述后防火墙分别经由金属连接板与所述周向防火墙连接固定。

10.根据权利要求9所述的辅助动力装置防火墙结构，其特征在于

所述前防火墙、所述后防火墙以及所述周向防火墙分别利用不可拆卸连接件与所述金属连接板连接在一起，

所述前防火墙与所述金属连接板的连接部位被实施了贴合面密封，并且该连接部位的位于迎火侧的所述前防火墙或者所述金属连接板的端部被实施了填角密封，

所述后防火墙与所述金属连接板的连接部位被实施了贴合面密封，并且该连接部位的位于迎火侧的所述后防火墙或者所述金属连接板的端部被实施了填角密封，

所述周向防火墙与所述金属连接板的连接部位被实施了贴合面密封，并且该连接部位的位于迎火侧的所述周向防火墙或者所述金属连接板的端部被实施了填角密封。

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