RU2623362C2 - Вентиляционный проем для выравнивания давления для использования в узле воздушного летательного аппарата - Google Patents

Вентиляционный проем для выравнивания давления для использования в узле воздушного летательного аппарата Download PDF

Info

Publication number
RU2623362C2
RU2623362C2 RU2014147116A RU2014147116A RU2623362C2 RU 2623362 C2 RU2623362 C2 RU 2623362C2 RU 2014147116 A RU2014147116 A RU 2014147116A RU 2014147116 A RU2014147116 A RU 2014147116A RU 2623362 C2 RU2623362 C2 RU 2623362C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
ventilation opening
ventilation
opening
front surface
air
Prior art date
Application number
RU2014147116A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2014147116A (ru
Inventor
Маркус К. РИЧАРДСОН
Клайд Роберт ТУОХИМАА
Майкл Джеймс ТОНКС
Original Assignee
Зе Боинг Компани
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Зе Боинг Компани filed Critical Зе Боинг Компани
Publication of RU2014147116A publication Critical patent/RU2014147116A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2623362C2 publication Critical patent/RU2623362C2/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D13/00—Arrangements or adaptations of air-treatment apparatus for aircraft crew or passengers, or freight space, or structural parts of the aircraft
    • B64D13/02—Arrangements or adaptations of air-treatment apparatus for aircraft crew or passengers, or freight space, or structural parts of the aircraft the air being pressurised
    • B64D13/04—Automatic control of pressure
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F24—HEATING; RANGES; VENTILATING
    • F24F—AIR-CONDITIONING; AIR-HUMIDIFICATION; VENTILATION; USE OF AIR CURRENTS FOR SCREENING
    • F24F7/00—Ventilation
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
    • B23P15/00—Making specific metal objects by operations not covered by a single other subclass or a group in this subclass
    • B23P15/001—Making specific metal objects by operations not covered by a single other subclass or a group in this subclass valves or valve housings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/14—Windows; Doors; Hatch covers or access panels; Surrounding frame structures; Canopies; Windscreens accessories therefor, e.g. pressure sensors, water deflectors, hinges, seals, handles, latches, windscreen wipers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C7/00—Structures or fairings not otherwise provided for
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F24—HEATING; RANGES; VENTILATING
    • F24F—AIR-CONDITIONING; AIR-HUMIDIFICATION; VENTILATION; USE OF AIR CURRENTS FOR SCREENING
    • F24F13/00—Details common to, or for air-conditioning, air-humidification, ventilation or use of air currents for screening
    • F24F13/08—Air-flow control members, e.g. louvres, grilles, flaps or guide plates
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49405—Valve or choke making
    • Y10T29/49412—Valve or choke making with assembly, disassembly or composite article making

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Health & Medical Sciences (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • Pulmonology (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
  • General Details Of Gearings (AREA)
  • Air-Flow Control Members (AREA)
  • Radar Systems Or Details Thereof (AREA)

Abstract

Изобретение относится к вентиляционным проемам для выравнивания давления для использования в узлах воздушных летательных аппаратов. Вентиляционный проем содержит отверстие и множество заслонок, расположенных в отверстии вентиляционного проема. Причем каждая заслонка расположена на заранее определенном расстоянии от соседней заслонки с образованием промежутка между ними. Каждая заслонка имеет сечение аэродинамической формы, выполненное с возможностью повышения эффективности потока воздуха через вентиляционный проем. При этом каждая заслонка содержит переднюю и заднюю поверхности. Передняя поверхность содержит первую плоскую поверхность, отклоненную под углом от наружной поверхности узла летательного аппарата от передней поверхности к задней поверхности. Первая плоская поверхность выполнена с возможностью отклонения входящего потока воздуха от вентиляционного проема для уменьшения потока воздуха, входящего в вентиляционный проем. Достигается обеспечение выравнивания давления в узле без увеличения сопротивления воздушного летательного аппарата. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 6 ил.

Description

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Настоящее раскрытие в целом относится к узлам воздушных летательных аппаратов и, в частности, к вентиляционным проемам для выравнивания давления для использования в узлах воздушных летательных аппаратов.
По меньшей мере некоторые известные воздушные летательные аппараты содержат обтекатель стыка крыла с фюзеляжем для увеличения аэродинамической эффективности. Во время ускорения/снижения скорости воздушного летательного аппарата и/или при наборе/снижении высоты воздушным летательным аппаратом, негерметизированные пространства в воздушном летательном аппарате (то есть не салон), испытывают значительные изменения давления. Например, негерметизированные пространства в воздушном летательном аппарате подвержены изменениям давления. По меньшей мере в некоторых известных воздушных летательных аппаратах такие изменения давления выравнивают при помощи простых вентиляционных проемов, расположенных в обтекателе. Известные вентиляционные проемы обычно выглядят так же, как и используемые в домах вентиляционные проемы. Однако известные вентиляционные проемы только своим присутствием могут создавать значительное сопротивление воздушного летательного аппарата.
РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Согласно одному аспекту предложен вентиляционный проем для выравнивания давления для использования в узле воздушного летательного аппарата. Проем для выравнивания давления содержит отверстие, имеющее первый конец и второй конец, расположенный напротив первого конца, а также первую сторону и вторую сторону, расположенную напротив первой стороны. Вентиляционный проем также содержит множество заслонок, расположенных в указанном отверстии. Каждая заслонка расположена на заранее определенном расстоянии от соседней заслонки для образования промежутка между ними. Каждая заслонка имеет сечение аэродинамической формы, выполненное с возможностью повышения эффективности потока воздуха через вентиляционный проем.
Согласно другому аспекту предложен способ изготовления вентиляционного проема для выравнивания давления для узла воздушного летательного аппарата. Способ включает образование отверстия, имеющего первый конец и второй конец, расположенный напротив первого конца, а также первую сторону и вторую сторону, расположенную напротив первой стороны. Способ также включает расположение множества заслонок в указанном отверстии. Каждая заслонка расположена на заранее определенном расстоянии от соседней заслонки для образования промежутка между ними. Каждая заслонка имеет сечение аэродинамической формы, выполненное с возможностью повышения эффективности потока воздуха через вентиляционный проем.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
На фиг. 1 показана блок-схема примера способа производства и обслуживания воздушного летательного аппарата.
На фиг. 2 показана блок-схема примера воздушного летательного аппарата.
На фиг. 3 показан вид снизу в перспективе обтекателя стыка крыла с фюзеляжем, который может быть использован с воздушным летательным аппаратом, показанным на фиг. 2.
На фиг. 4 показан вид с частичным сечением воздушного летательного аппарата, показанного на фиг. 3, по линии 3-3.
На фиг. 5 показан вид в перспективе системы управления давлением, которая может быть использована в обтекателе стыка крыла с фюзеляжем, показанного на фиг. 3 и фиг. 4.
На фиг. 6 показан вид сбоку в перспективе заслонки, которая может быть использована в вентиляционном проеме для выравнивания давления, показанном на фиг. 3-5.
ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Способы и системы, описанные в настоящем описании, приведены в контексте способа 100 (показанного на фиг. 1) производства и обслуживания воздушного летательного аппарата и воздушного летательного аппарата 102 (показанного на фиг. 2). Воздушный летательный аппарат 102 в настоящем описании также может быть назван как "узел летательного аппарата". В альтернативном варианте реализации, способы и системы, описанные в настоящем описании, могут быть выполнены в любом контексте и/или в любой среде, подразумевающей систему распределения текучей среды. Во время предпроизводственного этапа способ 100 может включать разработку 104 спецификации и проектирования воздушного летательного аппарата 102 и/или снабжение 106 материалами. Во время этапа производства происходит изготовление 108 компонентов и подузлов и системная интеграция 110 воздушного летательного аппарата 102. Затем воздушный летательный аппарат 102 может пройти сертификацию и доставку 112 до начала его использования 114. При нахождении в использовании у заказчика, воздушный летательный аппарат 102 проходит плановое обслуживание и сервисное обслуживание 116 (включая, например, модификацию, реконфигурацию и/или обновление).
Каждый из процессов способа 100 может быть выполнен или проведен системным интегратором, третьими лицами и/или оператором (например, заказчиком). В целях настоящего описания, системный интегратор может включать без ограничения любое количество производителей воздушных судов и субподрядчиком основных систем; третьи лица могут включать без ограничения любое количество продавцов, субподрядчиков и поставщиков; а оператор может представлять собой авиакомпанию, лизинговую компанию, военную организацию, сервисную организацию и так далее.
Как показано на фиг. 2, воздушный летательный аппарат 102, произведенный в соответствии со способом 100, может содержать корпус 118, имеющий множество систем 120 и внутреннюю часть 122. Примерами высокоуровневых систем 120 могут являться одна или более двигательных систем 124, электрическая система 126, гидравлическая система 128 и/или климатическая система 130. Может содержаться любое количество других систем. Несмотря на то, что показан пример из авиакосмической промышленности, принципы настоящего изобретения могут быть применены в других сферах промышленности, таких как автомобильная промышленность, машиностроение, тяжелое машиностроение, а также для целей нагрева, вентиляции и кондиционирования воздуха.
Устройства и способы, примеры осуществления которых показаны в настоящем описании, могут быть применены во время одной или более стадий способа 100 производства и обслуживания. Например, компоненты или подузлы, соответствующие процессу 108 производства могут быть выполнены или изготовлены так же, как компоненты и подузлы, производимые пока воздушный летательный аппарат 102 находится на обслуживании. Кроме того, один или более вариантов исполнения устройства, вариантов исполнения способа или их комбинация могут быть использованы во время стадий 108 и 110 производства, например посредством значительного ускорения сборки или снижения стоимости воздушного летательного аппарата 102. Аналогичным образом, один или более вариантов исполнения устройства, вариантов исполнения способа или их комбинация могут быть использованы, когда воздушный летательный аппарат 102 находится на обслуживании, например, без ограничения, для технического и сервисного обслуживания 116.
В терминах настоящего описания, термин "воздушный летательный аппарат" может включать, без ограничения, самолеты, беспилотные летательные аппараты, планеры, вертолеты и/или любой другой объект, способный перемещаться в воздушном пространстве. Кроме того, в альтернативном варианте исполнения, способ производства и обслуживания, описанный в настоящем описании, может быть использован в любой операции производства и/или обслуживания.
На фиг. 3 показан вид снизу в перспективе обтекателя 300 стыка крыла с фюзеляжем, который может быть использован с воздушным летательным аппаратом 102 (показанным на фиг. 2). В приведенном в качестве примера варианте исполнения, воздушный летательный аппарат 102 содержит первое крыло 302 и второе крыло 304, оба из которых соединены с фюзеляжем 306. Обтекатель 300 стыка крыла с фюзеляжем проходит по нижней поверхности 308 фюзеляжа 306 от первой части 310 первого крыла 302 ко второй части 312 второго крыла 304. В приведенном в качестве примера варианте исполнения, обтекатель 300 стыка крыла с фюзеляжем также содержит вентиляционный проем 314 для выравнивания давления с целью выравнивания изменений давления между негерметизированными областями воздушного летательного аппарата 102 и внешним воздухом. Вентиляционный проем для выравнивания давления, описанный в настоящем описании, не ограничен использованием с обтекателем стыка крыла с фюзеляжем. Напротив, вентиляционный проем для выравнивания давления может быть использован с любым типом обтекателя, который обеспечивает работу вентиляционного проема для выравнивания давления, как это описано в настоящем описании.
На фиг. 4 показан вид с частичным сечением воздушного летательного аппарата 102 (показанного на фиг. 3) по линии 3-3. В приведенном в качестве примера варианте исполнения, обтекатель 300 стыка крыла с фюзеляжем содержит внутреннюю поверхность 400, смежную с наружной поверхностью 402 фюзеляжа 306. Внутренняя поверхность 400 обтекателя и наружная поверхность 402 фюзеляжа образуют полость 404 между ними, которая имеет первое внутреннее давление. Наружная область 406 снаружи обтекателя 300 стыка крыла с фюзеляжем имеет второе наружное давление. В одном варианте реализации наружная область 406 может содержать атмосферный воздух снаружи воздушного летательного аппарата 102 во время полета. Наружное давление наружной области 406 может быть больше или меньше, чем внутреннее давление в полости 404. Вентиляционный проем 314 для выравнивания давления выполнен с возможностью выравнивания внутреннего давления с наружным давлением.
На фиг. 5 показан вид в перспективе вентиляционного проема 314 для выравнивания давления, который может быть использован с обтекателем 300 стыка крыла с фюзеляжем (показанного на фиг. 3 и 4). В приведенном в качестве примера варианте исполнения, вентиляционный проем 314 выполнен с возможностью выравнивания перепада давления между наружным давлением и внутренним давлением в полости 404 во время маневров воздушного летательного аппарата 102 и во время других условий полета. Вентиляционный проем 314 создает меньшее сопротивление летательного аппарата 102 по сравнению с известными конструкциями.
В приведенном в качестве примера варианте исполнения, вентиляционный проем 314 имеет по существу квадратную форму и образует отверстие 500. Отверстие 500 образовано в корпусе 501 вентиляционного проема 314, который выполнен с возможностью установки в отверстии (не показано), образованном в обшивке воздушного летательного аппарата 102. В альтернативном варианте реализации, отверстие 500 может быть образовано непосредственно в обтекателе 300 стыка крыла с фюзеляжем. Вентиляционное отверстие 500 имеет первый конец 502 и второй конец 504 напротив первого конца 502. Вентиляционное отверстие 500 также имеет первую сторону 506 и вторую сторону 508, противоположную напротив первой стороны 506. Вентиляционное отверстие 500 имеет заранее определенную вентиляционную длину VL между первым концом 502 и вторым концом 504, и заранее определенную вентиляционную ширину VW между первой стороной 506 и второй стороной 508. Вентиляционный проем 314 также содержит множество заслонок 510, соединенных с корпусом 501 или непосредственно с обшивкой воздушного летательного аппарата. Заслонки 510 расположены по существу перпендикулярно к вентиляционной длине VL. Каждая заслонка 510 проходит поперек вентиляционного отверстия 500 и имеет ширину VW от первой стороны 506 до второй стороны 508. Кроме того, заслонки 510 разнесены на заранее определенное расстояние d друг от друга для образования промежутков 512 между соседними заслонками 510.
На фиг. 6 показан вид сбоку в перспективе приведенной в качестве примера заслонки 510, которая может быть использована с вентиляционным проемом 314 для выравнивания давления (показанном на фиг. 3-5). В приведенном в качестве примера варианте исполнения, заслонка 510 имеет длину L и ширину VW. Заслонка 510 имеет сечение аэродинамической формы и имеет переднюю поверхность 600 и заднюю поверхность 602. Передняя поверхность 600 имеет высоту H1 и трапецеидальную форму и содержит множество плоских поверхностей. Более конкретно, передняя поверхность 600 содержит по меньшей мере первую плоскую поверхность 604, вторую плоскую поверхность 606 и третью плоскую поверхность 608. Первая плоская поверхность 604 расположена таким образом, что она имеет положительный угол α относительно базовой оси X1 на плоскости координат х-у. Более конкретно, первая плоская поверхность 604 отклонена под углом от наружной поверхности 402 фюзеляжа (как показано на фиг. 4) в направлении наружной области 406 (как показано на фиг. 4) от передней поверхности 600 к задней поверхности 602. Угол α обеспечивает возможность отклонения первой плоской поверхностью 604 воздуха 612, протекающего через вентиляционный проем 314 от воздушного летательного аппарата 102 для уменьшения количества воздуха, который вынужденно поступает в воздушный летательный аппарат 102. Уменьшение воздуха, вынужденно поступающего в воздушный летательный аппарат 102, уменьшает сопротивление и повышает общую эффективность воздушного летательного аппарата 102.
Вторая плоская поверхность 606 расположена в вертикальном направлении, по существу перпендикулярном горизонтальной оси X1 на плоскости координат х-у. Третья плоская поверхность 608 расположена таким образом, что она имеет отрицательный угол β относительно базовой оси Х2 на плоскости координат х-у. Более конкретно, третья плоская поверхность 608 отклонена под углом от наружной области 406 в направлении наружной поверхности 402 фюзеляжа от передней поверхности 600 к задней поверхности 602. Угол β обеспечивает возможность расположения соседних заслонок 510 в вентиляционном проеме 314, в то же время обеспечивая достаточное пространство для входа воздуха в вентиляционное отверстие и/или выхода из него во время выравнивания давления. Задняя поверхность 602 содержит вертикальную поверхность 610 и имеет высоту Н2. Вертикальная поверхность 610 по существу перпендикулярна осям X1 и Х2 на плоскости координат х-у. Высота H1 передней поверхности больше, чем высота Н2 задней поверхности. Заслонка 510 также содержит поверхность 614, расположенную с образованием соединения между первой плоской поверхностью 604 и вертикальной поверхностью 610. Поверхность расположена таким образом, что она имеет отрицательный угол γ относительно базовой оси Х3 на плоскости координат х-у. Более конкретно, поверхность 614 отклонена под углом от наружной области 406 в направлении наружной поверхности 402 фюзеляжа от передней поверхности 600 к задней поверхности 602. Угол γ выполнен с возможностью отклонения воздуха 612 от второй плоской поверхности 606 для уменьшения ударного воздействия на вторую плоскую поверхность 606. Угол γ также выполнен с возможностью изменения направления воздуха 612 таким образом, что указанное направление проходит более по касательной к направлению полета воздушного летательного аппарата 102.
В приведенном в качестве примера варианте исполнения, в дополнение к форме каждой заслонки 510, длина L и ширина VW заслонок 510 в комбинации с расстоянием d между каждой заслонкой 510 также обеспечивает возможность правильного вентилирования обтекателя 300 стыка крыла с фюзеляжем с одновременным снижением аэродинамического сопротивления. Более конкретно, в приведенном в качестве примера варианте исполнения, вентиляционное отверстие 500 имеет заранее определенное отношение длины VL к ширине VW и заранее определенное отношение расстояния d между заслонками 510 к количеству заслонок 510. Значения отношения длины VL к ширине VW и отношение расстояния d между заслонками 510 к количеству заслонок 510 зависят от обычной скорости полета воздушного летательного аппарата 102 с учетом количества воздуха, которое необходимо удалить из полости 404.
Касательно отношения длины VL к ширине VW, ближний первый конец 502 заслонки 510 (как показано на фиг. 5), подвержен воздействию наибольшего количества воздуха, протекающего через вентиляционный проем 314 относительно других заслонок 510. Поскольку первая плоская поверхность 604 ближнего первого конца 502 заслонки 510 отклоняет воздух от воздушного летательного аппарата 102, количество воздуха, контактирующего с остальными заслонками 510, существенно снижено. Если отношение длины VL к ширине VW слишком большое, вентиляционный проем 314 не будет подвержен воздействию достаточного количества воздуха для выравнивания давления. В альтернативном варианте реализации, если отношение длины VL к ширине VW слишком мало, вентиляционный проем 314 будет иметь большую площадь поверхности, подверженную воздействию воздуха на первом конце 502, что приведет к повышению сопротивления воздушного летательного аппарата 102.
Кроме того, в приведенном в качестве примера варианте исполнения, вентиляционное отверстие 500 имеет заранее определенное отношение расстояния d между заслонками 510 к количеству заслонок 510. Если расстояния d между заслонками 510 слишком большое, эффект отклонения, созданный плоской поверхностью 604, не защитит расположенные ниже по потоку заслонки 510 от потока воздуха. Соответственно, каждая заслонка 510 будет вступать в контакт с большим количеством воздуха, повышая сопротивление в вентиляционном проеме 314. В альтернативном варианте реализации, если расстояния d между заслонками 510 слишком мало, количества воздуха, отклоненное первой плоской поверхностью 604 будет снижено, что приведет к тому, что воздух будет отклонен в направлении находящейся ниже по потоку заслонки 510, а не от воздушного летательного аппарата 102. С увеличением расстояния d между заслонками 510, количество заслонок 510 должно быть снижено для сохранения отношения длины VL к ширине VW. Более того, с уменьшением расстояния d между заслонками 510, количество заслонок 510 должно быть увеличено для сохранения отношения длины VL к ширине VW. Соответственно, заранее определенное отношение расстояния d между заслонками 510 к количеству заслонок 510 является важным для облегчения правильного выравнивания давления, с одновременным снижением сопротивления.
В приведенном в качестве примера варианте исполнения, когда воздушный летательный аппарат 102 находится в воздухе, воздух проходит через вентиляционный проем 314 в направлении 612. Вентиляционный проем 314 обеспечивает возможность более свободного прохождения потока воздуха через вентиляционный проем 314 без создания существенного сопротивления воздушного летательного аппарата 102 по сравнению с известными конструкциями. Более конкретно, конструкция вентиляционного проема 314 создает меньшее сопротивление по сравнению с существующими конструкциями, а также создает меньшее сопротивление во время выравнивания давления между внутренней поверхностью 400 обтекателя и наружной областью 406, чем существующие конструкции. Кроме того, заслонки 510 и промежутки 512, расположенные ближе к первому концу 502 вентиляционного проема 314, защищают последующие заслонки 510 и промежутки 512 в направлении второго конца 504, что приводит к повышенной эффективности вентиляционного проема при потоке воздуха от первого конца 502 ко второму концу 504.
Также предложен способ изготовления вентиляционного проема для выравнивания давления для узла летательного аппарата. В приведенном в качестве примера варианте исполнения, способ включает образование отверстия, имеющего первый конец и второй конец, расположенный напротив первого конца, а также первую сторону и вторую сторону, расположенную напротив первой стороны. Способ также включает расположение множества заслонок в вентиляционном отверстии, причем каждая заслонка расположена на заранее определенном расстоянии от соседней заслонки для образования промежутка между ними и каждая заслонка имеет сечение аэродинамической формы, выполненное с возможностью повышения эффективности потока воздуха через вентиляционный проем.
В некоторых вариантах исполнения, способ также включает определение отношения вентиляционной длины к вентиляционной ширине с использованием известной скорости полета и количества воздуха, который необходимо удалить из вентиляционного проема для выравнивания давления.
В некоторых вариантах исполнения, способ также включает определение отношения заранее определенного расстояния между соседними заслонками к общему количеству заслонок с использованием известной скорости полета и количества воздуха, который необходимо удалить из вентиляционного проема для выравнивания давления.
В некоторых вариантах исполнения, способ также включает образование передней поверхности и задней поверхности на каждой заслонке. Образование передней поверхности может также включать наклон первой плоской поверхности вверх относительно горизонтальной оси, причем первая плоская поверхность выполнена с возможностью отклонения входящего потока воздуха от вентиляционного проема.
Проем для выравнивания давления и способ производства, описанные в настоящем описании, облегчают по меньшей мере (а) образование отверстия, имеющего первый конец и второй конец, расположенный напротив первого конца, а также первую сторону и вторую сторону, расположенную напротив первой стороны; и/или (b) расположение множества заслонок в отверстии, причем каждая заслонка расположена на заранее определенном расстоянии от соседней заслонки для образования промежутка между ними и каждая заслонка имеет сечение аэродинамической формы, выполненное с возможностью повышения эффективности потока воздуха через вентиляционный проем.
Кроме того, настоящее описание включает варианты реализации в соответствии со следующими пунктами:
Пункт 1. Вентиляционный проем для выравнивания давления для использования в узле летательного аппарата, вентиляционный проем содержит: отверстие, имеющее первый конец и второй конец, расположенный напротив первого конца, а также первую сторону и вторую сторону, расположенную напротив первой стороны; и множество заслонок, расположенных в отверстии, каждая заслонка расположена на заранее определенном расстоянии от соседней заслонки для образования промежутка между ними, причем каждая заслонка имеет сечение аэродинамической формы, выполненное с возможностью повышения эффективности потока воздуха через вентиляционный проем.
Пункт 2. Вентиляционный проем для выравнивания давления в соответствии с пунктом 1, в котором отверстие имеет заранее определенную вентиляционную длину между первым и вторым концами, и заранее определенную вентиляционную ширину между первой и второй сторонами.
Пункт 3. Вентиляционный проем для выравнивания давления в соответствии с пунктом 2, в котором указанное вентиляционное отверстие имеет заранее определенное отношение вентиляционной длины к вентиляционной ширине, определенное при помощи известной скорости полета и количества воздуха, который необходимо удалить из вентиляционного проема для выравнивания давления.
Пункт 4. Вентиляционный проем для выравнивания давления в соответствии с пунктом 1, который имеет заранее определенное отношение расстояния между соседними заслонками к общему количеству заслонок, определенное при помощи известной скорости полета и количества воздуха, который необходимо удалить из вентиляционного проема для выравнивания давления.
Пункт 5. Вентиляционный проем для выравнивания давления в соответствии с пунктом 1, в котором каждая заслонка также содержит переднюю поверхность и заднюю поверхность.
Пункт 6. Вентиляционный проем для выравнивания давления в соответствии с пунктом 5, в котором передняя поверхность содержит множество плоских поверхностей.
Пункт 7. Вентиляционный проем для выравнивания давления в соответствии с пунктом 6, в котором передняя поверхность содержит первую плоскую поверхность, отклоненную под углом от наружной поверхности узла летательного аппарата от передней поверхности к задней поверхности, причем первая плоская поверхность выполнена с возможностью отклонения входящего потока воздуха от вентиляционного проема для уменьшения потока воздуха, входящего в вентиляционный проем.
Пункт 8. Вентиляционный проем для выравнивания давления в соответствии с пунктом 7, в котором передняя поверхность также содержит вторую плоскую поверхность, расположенную по существу перпендикулярно к горизонтальной оси.
Пункт 9. Вентиляционный проем для выравнивания давления в соответствии с пунктом 8, в котором передняя поверхность содержит третью плоскую поверхность, отклоненную под углом в направлении к наружной поверхности узла летательного аппарата от передней поверхности к задней поверхности.
Пункт 10. Вентиляционный проем для выравнивания давления в соответствии с пунктом 5, в котором задняя поверхность содержит вертикальную поверхность, которая по существу перпендикулярна горизонтальной оси.
Пункт 11. Вентиляционный проем для выравнивания давления в соответствии с пунктом 5, в котором передняя поверхность имеет первую высоту, а задняя поверхность имеет вторую высоту, причем вторая высота меньше, чем первая высота.
Пункт 12. Вентиляционный проем для выравнивания давления в соответствии с пунктом 1, в котором заслонки и промежутки, расположенные ближе к первому концу вентиляционного проема, защищают последующие заслонки и промежутки в направлении второго конца для повышения эффективности вентиляционного проема при потоке воздуха через нее от первого конца ко второму концу.
Пункт 13. Вентиляционный проем для выравнивания давления в соответствии с пунктом 1, также выполненная с возможностью выравнивания перепада давления между внутренним давлением узла летательного аппарата и наружным давлением при маневрировании летательного аппарата.
Пункт 14. Вентиляционный проем для выравнивания давления в соответствии с пунктом 1, также выполненный с возможностью уменьшения сопротивления узла летательного аппарата.
Пункт 15. Вентиляционный проем для выравнивания давления в соответствии с пунктом 14, который выполнен с возможностью регулировки длины и ширины множества заслонок в комбинации с расстоянием между соседними заслонками для уменьшения сопротивления.
Пункт 16. Способ производства вентиляционного проема для выравнивания давления для узла летательного аппарата, включающий:
образование отверстия, имеющего первый конец и второй конец, расположенный напротив первого конца, а также первую сторону и вторую сторону, расположенную напротив первой стороны; и
расположение множества заслонок в указанном отверстии, причем каждая заслонка расположена на заранее определенном расстоянии от соседней заслонки для образования промежутка между ними и каждая заслонка имеет сечение аэродинамической формы, выполненное с возможностью повышения эффективности потока воздуха через вентиляционный проем.
Пункт 17. Способ в соответствии с пунктом 16, дополнительно включающий определение отношения вентиляционной длины к вентиляционной ширине с использованием известной скорости полета и количества воздуха, который необходимо удалить из вентиляционного проема для выравнивания давления.
Пункт 18. Способ в соответствии с пунктом 16, дополнительно включающий определение отношения заранее определенного расстояния между соседними заслонками к общему количеству заслонок с использованием известной скорости полета и количества воздуха, который необходимо удалить из вентиляционного проема для выравнивания давления.
Пункт 19. Способ в соответствии с пунктом 16, дополнительно включающий образование передней поверхности и задней поверхности на каждой заслонке.
Пункт 20. Способ в соответствии с пунктом 19, в котором образование передней поверхности также включает наклон первой плоской поверхности вверх относительно горизонтальной оси, причем первая плоская поверхность выполнена с возможностью отклонения входящего потока воздуха от вентиляционного проема.
В настоящем описании изобретения приведены примеры для раскрытия различных вариантов исполнения, включая наилучший вариант исполнения, а также для обеспечения выполнения различных вариантов исполнения специалистом в данной области техники, включая изготовления и использования любых устройств или систем и выполнения любых комбинированных способов. Патентоспособный объем раскрытия определен в формуле изобретения и может включать другие примеры, которые очевидны специалисту в данной области техники. Подразумевается, что указанные другие примеры входят в объем формулы изобретения, если они имеют конструктивные элементы, которые не отличаются от буквального значения формулы изобретения, или если они включают эквивалентные конструкционные элементы с несущественными отличиями от буквального значения формулы изобретения.

Claims (18)

1. Вентиляционный проем (314) для выравнивания давления для использования в узле (102) летательного аппарата, содержащий:
отверстие (500), имеющее первый конец (502) и второй конец (504), расположенный напротив первого конца, а также первую сторону (506) и вторую сторону (508), расположенную напротив первой стороны, и
множество заслонок (510), расположенных в указанном отверстии вентиляционного проема, причем каждая заслонка расположена на заранее определенном расстоянии (d) от соседней заслонки с образованием промежутка (512) между ними и каждая заслонка имеет сечение аэродинамической формы, выполненное с возможностью повышения эффективности потока воздуха через вентиляционный проем, при этом каждая из указанных заслонок содержит переднюю поверхность (600) и заднюю поверхность (602), передняя поверхность содержит первую плоскую поверхность (604), отклоненную под углом от наружной поверхности (402) узла летательного аппарата от передней поверхности к задней поверхности, а первая плоская поверхность выполнена с возможностью отклонения входящего потока воздуха от вентиляционного проема для уменьшения потока воздуха, входящего в вентиляционный проем.
2. Вентиляционный проем (314) по п.1, в котором отверстие (500) содержит заранее определенную вентиляционную длину (VL) между первым концом (502) и вторым концом (504) и заранее определенную вентиляционную ширину (VW) между первой стороной (506) и второй стороной (508).
3. Вентиляционный проем (314) по п.2, в котором вентиляционное отверстие (500) имеет заранее определенное отношение вентиляционной длины (VL) к вентиляционной ширине (VW), определенное при помощи известной скорости полета и количества воздуха, который необходимо удалить из вентиляционного проема для выравнивания давления.
4. Вентиляционный проем (314) по любому из пп.1-3, который также имеет заранее определенное отношение расстояния (d) между соседними заслонками (510) к общему количеству заслонок, определенное при помощи известной скорости полета и количества воздуха, который необходимо удалить из вентиляционного проема для выравнивания давления.
5. Вентиляционный проем (314) по любому из пп.1-3, в котором передняя поверхность (600) содержит множество плоских поверхностей (604, 606, 608).
6. Вентиляционный проем (314) по п.1, в котором передняя поверхность (600) также содержит вторую плоскую поверхность (606), расположенную, по существу, перпендикулярно к горизонтальной оси (Х1).
7. Вентиляционный проем (314) по п.6, в котором передняя поверхность (600) содержит третью плоскую поверхность (608), отклоненную под углом в направлении к наружной поверхности (402) узла (102) летательного аппарата от передней поверхности к задней поверхности (602).
8. Вентиляционный проем (314) по любому из пп.1, 6-7, в котором задняя поверхность (602) содержит вертикальную поверхность (610), которая, по существу, перпендикулярна горизонтальной оси (Х1, Х2).
9. Вентиляционный проем (314) по любому из пп.1, 6-7, в котором передняя поверхность (600) имеет первую высоту (Н1), а задняя поверхность (602) имеет вторую высоту (Н2), причем вторая высота меньше, чем первая высота.
10. Вентиляционный проем (314) по п.1, в котором заслонки (510) и промежутки (512), расположенные ближе к первому концу (502) вентиляционного проема, защищают последующие заслонки и промежутки в направлении второго конца (504) для повышения эффективности вентиляционного проема при потоке воздуха по вентиляционному проему от первого конца ко второму концу.
11. Вентиляционный проем (314) по любому из пп.1, 10, который выполнен с возможностью регулировки длины (L) и ширины (VW) множества заслонок (510) в комбинации с расстоянием (d) между соседними заслонками для уменьшения сопротивления узла (102) летательного аппарата при его использовании.
12. Способ производства вентиляционного проема (314) для выравнивания давления для узла (102) летательного аппарата, включающий:
образование отверстия (500), имеющего первый конец (502) и второй конец (504), расположенный напротив первого конца, а также первую сторону (506) и вторую сторону (508), расположенную напротив первой стороны, и
расположение множества заслонок (510) в указанном отверстии вентиляционного проема, причем каждая заслонка расположена на заранее определенном расстоянии (d) от соседней заслонки с образованием промежутка (512) между ними и каждая заслонка имеет сечение аэродинамической формы, выполненное с возможностью повышения эффективности потока воздуха через вентиляционный проем, при этом каждая из указанных заслонок содержит переднюю поверхность (600) и заднюю поверхность (602), передняя поверхность содержит первую плоскую поверхность (604), отклоненную под углом от наружной поверхности (402) узла летательного аппарата от передней поверхности к задней поверхности, а первая плоская поверхность выполнена с возможностью отклонения входящего потока воздуха от вентиляционного проема для уменьшения потока воздуха, входящего в вентиляционный проем.
13. Способ по п.12, дополнительно включающий определение отношения вентиляционной длины (VL) к вентиляционной ширине (VW) с использованием известной скорости полета и количества воздуха, который необходимо удалить из вентиляционного проема для выравнивания давления; и определение отношения заранее определенного расстояния (d) между соседними заслонками (510) к общему количеству заслонок с использованием известной скорости полета и количества воздуха, который необходимо удалить из вентиляционного проема для выравнивания давления.
14. Способ по п.12 или 13, дополнительно включающий образование передней поверхности (600) и задней поверхности (602) на каждой заслонке (510) и отклонение под углом первой плоской поверхности (604) передней поверхности вверх относительно горизонтальной оси (Х1), причем первая плоская поверхность выполнена с возможностью отклонения входящего потока воздуха от вентиляционного проема (314).
RU2014147116A 2014-01-28 2014-11-24 Вентиляционный проем для выравнивания давления для использования в узле воздушного летательного аппарата RU2623362C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US14/166135 2014-01-28
US14/166,135 US10330334B2 (en) 2014-01-28 2014-01-28 Pressure equalization vent for use in an aircraft assembly

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014147116A RU2014147116A (ru) 2016-06-10
RU2623362C2 true RU2623362C2 (ru) 2017-06-23

Family

ID=52477542

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014147116A RU2623362C2 (ru) 2014-01-28 2014-11-24 Вентиляционный проем для выравнивания давления для использования в узле воздушного летательного аппарата

Country Status (6)

Country Link
US (1) US10330334B2 (ru)
EP (1) EP2899126B1 (ru)
JP (1) JP6326381B2 (ru)
CN (1) CN104802980B (ru)
CA (1) CA2870712C (ru)
RU (1) RU2623362C2 (ru)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109311529B (zh) * 2016-06-14 2022-06-10 加拿大空客有限合伙公司 通风百叶窗

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3584567A (en) * 1969-11-12 1971-06-15 Us Army Automatic shutter
US5137231A (en) * 1991-04-29 1992-08-11 The Boeing Company Decompression venting grille for aircraft
GB2443841A (en) * 2006-11-17 2008-05-21 Chis Coxon Pressure relief vent
WO2011125030A1 (en) * 2010-04-06 2011-10-13 North-West University Air extractor from a cockpit of a craft
RU2462396C2 (ru) * 2007-05-04 2012-09-27 Эрбюс Операсьон (Сас) Подвижное устройство выхода воздуха для летательного аппарата

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3204548A (en) 1963-11-29 1965-09-07 Air Balance Damper construction
US5259576A (en) * 1992-05-18 1993-11-09 Howard D U External sliding aircraft door
US5623820A (en) 1995-02-03 1997-04-29 The Boeing Company Flow control apparatus for gas turbine engine installation pressure relief doors
US6129312A (en) 1997-09-26 2000-10-10 The Boeing Company Aircraft decompression vent assembly
US8734211B2 (en) * 2007-09-26 2014-05-27 The Boeing Company Aircraft pressure management system
DE102008035123B4 (de) 2008-07-28 2015-01-15 Airbus Operations Gmbh System und Verfahren zur Klimatisierung einer Flugzeugkabine
US8876042B2 (en) 2009-12-21 2014-11-04 General Electric Company Integrated nacelle assembly
US8651924B1 (en) * 2010-05-06 2014-02-18 The Boeing Company Interlocking vent assembly for equalizing pressure in a compartment
US8439308B2 (en) 2010-11-19 2013-05-14 The Boeing Company Spring loaded pressure relief door

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3584567A (en) * 1969-11-12 1971-06-15 Us Army Automatic shutter
US5137231A (en) * 1991-04-29 1992-08-11 The Boeing Company Decompression venting grille for aircraft
GB2443841A (en) * 2006-11-17 2008-05-21 Chis Coxon Pressure relief vent
RU2462396C2 (ru) * 2007-05-04 2012-09-27 Эрбюс Операсьон (Сас) Подвижное устройство выхода воздуха для летательного аппарата
WO2011125030A1 (en) * 2010-04-06 2011-10-13 North-West University Air extractor from a cockpit of a craft

Also Published As

Publication number Publication date
JP2015147571A (ja) 2015-08-20
CN104802980B (zh) 2019-01-08
CA2870712A1 (en) 2015-07-28
JP6326381B2 (ja) 2018-05-16
EP2899126A1 (en) 2015-07-29
RU2014147116A (ru) 2016-06-10
CN104802980A (zh) 2015-07-29
EP2899126B1 (en) 2017-04-05
US20150211755A1 (en) 2015-07-30
CA2870712C (en) 2018-06-12
US10330334B2 (en) 2019-06-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP3031713B1 (en) Aircraft wing rib
WO2019138100A1 (en) Airplane wing
US20170305528A1 (en) Aircraft comprising a casing for a lifting aid
US20210016900A1 (en) Method of designing a shape of an airframe of a supersonic aircraft, production method of a supersonic aircraft, and supersonic aircraft
EP2824033B1 (en) Apparatus for acoustic resonance mitigation
US20200298953A1 (en) Noise attenuation panel
Lin et al. Innovative flow control concepts for drag reduction
US11420752B2 (en) Aircraft with a fuselage that comprises at least one hollow beam element
RU2623362C2 (ru) Вентиляционный проем для выравнивания давления для использования в узле воздушного летательного аппарата
EP2995552B1 (en) Chamber in an airfoil
CN103612746A (zh) 翼吊布局飞机中吊挂的整流罩结构
US20210053683A1 (en) Vertical-tailless aircraft
US8936213B2 (en) Engine pylon comprising a vortex generator, and method for the production thereof
CN113985918B (zh) 一种考虑气动耦合的无人机密集编队建模方法及系统
US20210253248A1 (en) Aircraft wings with reduced wingspan
EP3388339B1 (en) Duct assembly and method of assembling thereof
CN101678888A (zh) 延长飞机长度以增加内部空间的方法
Veismann Axial Descent of Multirotor Configurations--Experimental Studies for Terrestrial and Extraterrestrial Applications
Witcher et al. Aerodynamic analysis of low speed wing design using Taguchi L9 orthogonal array
US11208202B2 (en) Flow body of an aircraft and aircraft
CN109533287A (zh) 一种涵道风扇外涵道及无人机
Franke Investigation on continuously deflectable high-lift devices for a 3D high-lift configuration
US8573354B1 (en) Noise suppression system for hollow vehicle fasteners
KR20190064020A (ko) 형상 변경이 가능한 하이브리드 무인 비행체 및 이의 제어시스템
EP3715242B1 (en) Anti-harmonic optical turbulators