專利名稱：具有輔助動力單元的飛行器后機身尾錐結(jié)構(gòu)的制作方法
技術(shù)領域：
本發(fā)明屬于航空工業(yè)，涉及飛行器的后機身尾錐結(jié)構(gòu)。更具體地，本發(fā)明涉及容納在飛行器后機身尾錐的隔火艙內(nèi)的APU的布置以及關聯(lián)的支撐裝置。
背景技術(shù)：
眾所周知，在航空工業(yè)，飛行器的后機身尾錐(通常稱為尾錐)容納有至少一個 APU, APU用來實現(xiàn)以下主要功能-當主發(fā)動機不運行時為飛行器系統(tǒng)提供動力；-無需外部動力而啟動主發(fā)動機；-當主要發(fā)動機不運行時為飛行器提供動力，例如飛行器在機場登機口處等待時；-為飛行器系統(tǒng)生成電力；以及-為氣動系統(tǒng)提供熱空氣。熱空氣供給空氣調(diào)節(jié)系統(tǒng)和/或防冰系統(tǒng)。對APU的需求依賴于飛行器系統(tǒng)架構(gòu)。例如，對于全電力系統(tǒng)架構(gòu)而言，可能不需要氣動系統(tǒng)。將APU容納在后機身尾錐內(nèi)，在APU中起火的情況下非常有幫助，因為后機身尾錐與飛行器的壓力艙是隔離的。隨著時間的推移，飛行器制造商面臨越來越大的在增加由APU提供給飛行器的動力量方面的壓力，因此，APU變得更大更重，在APU內(nèi)進行維護作業(yè)所需的尾錐維護罩變得越來越大，這就必需更大的尾錐形狀，而這與需要減少飛行中飛行器產(chǎn)生的寄生阻力的空氣動力效率的飛行原則相違背。這意味著尾錐的形狀應該傾向于最小化其尺寸，而不應像現(xiàn)在一樣傾向于增大。
通常，APU容納在尾錐的隔火艙內(nèi)。隔火墻將隔火艙與尾錐結(jié)構(gòu)的其余部分分隔開。在典型的尾錐中，APU位于隔火艙內(nèi)并且關于飛行器縱軸線呈對稱分布，由一些棒支撐，可從發(fā)動機兩側(cè)通達以進行維護。因此，正是在尾錐的隔火艙內(nèi)，需要通達性以便在APU設備單元和不同支架周圍執(zhí)行不同的維護任務。值得注意的是，在本說明書通篇中，當提到APU “具有通達性”或“可通達”時，應理解為在容納有APU的同一空間內(nèi)能夠進入人去執(zhí)行維護任務，這意味著，維護人員能進入到APU周圍限定的維護罩內(nèi)。根據(jù)上述定義，尾錐的一側(cè)可能具有局部登記門(local register door)以便查看和接觸APU的指令這一事實并不能使APU的那側(cè)在本說明書的預定含義下是“可通達的”。此外，飛行器后機身尾錐內(nèi)APU的支撐必須符合APU及其關聯(lián)設備單元的可替換性/可交換性概念。傳統(tǒng)上，APU由三或四個錨點支撐，并涉及大量的棒，大約七或八根。此類APU支撐裝置產(chǎn)生的問題是，完成安裝需要大量的時間和花費。因此，本發(fā)明進一步描述了一種采用所提出的新結(jié)構(gòu)安裝的APU所用的新的支撐裝置，其減少了所需棒的數(shù)量，也就減少了完成安裝所需的時間量。因此渴望找到APU在后機身尾錐內(nèi)的最優(yōu)布局，同時找到一種新的支撐裝置，其能夠?qū)崿F(xiàn)所需布局，并保持空中航行法律要求的可靠性標準。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的設計是為了克服上述傳統(tǒng)APU布局中的缺點。本發(fā)明意在改善上述尾錐的空氣動力學要求與APU不斷增大的尺寸之間的關系。因此，本發(fā)明為具有輔助動力單元的飛行器后機身尾錐提出了一種新的結(jié)構(gòu)，其中后機身尾錐的隔火艙構(gòu)成用于輔助動力單元的殼體。輔助動力單元關于后機身尾錐的縱軸線(X)側(cè)向地非對稱被容納，并且輔助動力單元直接緊固附接到隔火艙的結(jié)構(gòu)蒙皮壁 (structural skin wall)上。這種關于飛行器縱軸線非對稱的新布局，使得可從單側(cè)通達位于飛行器尾錐隔火艙內(nèi)的APU。因此，這種新的非對稱布局使得后機身尾錐的隔火艙只有單扇門打開以便通達 APU,而不是傳統(tǒng)的兩扇門打開。事實上，重要的問題是在這種新的非對稱布局下，打開尺寸減小了，這意味著通達角度減小了，使得單扇門打開現(xiàn)在是合適的。單扇門打開簡便了 APU 在后機身尾錐隔火艙內(nèi)的安裝。在優(yōu)選實施例的描述中，對APU在隔火艙內(nèi)的簡便安裝的詳細實例進行了描述。此外，在這種新的非對稱布局下，為另一側(cè)(即在本說明書中表述的含義下不可通達的那一側(cè))設置局部登記門，其包含了至少一個可打開或可移除的面板以便查看APU 的指令或小部分。本發(fā)明所提出的APU非對稱布局不僅是關于飛行器的縱軸線，還是關于飛行器的水平面。在優(yōu)選實施例的描述中，將對尾錐隔火艙內(nèi)的APU非對稱布局的詳細實例進行描述。但應理解，通過調(diào)整不同的數(shù)字，同樣的應用適合于不同的幾何構(gòu)造。再次注意，重要的是要區(qū)分，一件事是讓人能夠通達、另一件事是能夠通過窗或開口觸及APU的指令或一部分。重要的是要考慮到與APU布局相關的一個挑戰(zhàn)是開發(fā)均為輕型的內(nèi)部結(jié)構(gòu)、改善整體飛行器效率、并且能夠經(jīng)受得住與典型飛行器巡航高度相關的大的熱梯度。因此，為這種新結(jié)構(gòu)描述了一種新的支撐裝置。這種新的支撐裝置包括四根棒和兩個單面銷(one-sided pin)，其被直接支撐和緩沖(damped)在容納APU的隔火艙的結(jié)構(gòu)壁上，優(yōu)選是在主尾錐結(jié)構(gòu)上，這樣就減少了所需棒的數(shù)量。在這種新支撐裝置下，能達到七個自由度，因此空中航行法律所要求的超靜態(tài)防故障(fail safe)概念也得以實現(xiàn)。在優(yōu)選實施例的描述中，對這種支撐裝置的實例進行了描述。后機身尾錐隔火艙內(nèi)APU的這種新結(jié)構(gòu)的另一優(yōu)勢與維護相關。在本發(fā)明提出的 APU非對稱布局下，執(zhí)行維護和維修工作所需的維護罩比傳統(tǒng)對稱結(jié)構(gòu)所需的維護罩更小， 因為現(xiàn)在僅在一側(cè)需要人通達。在優(yōu)選實施例中，本發(fā)明描述的這種新結(jié)構(gòu)僅需一個出入門。事實上優(yōu)勢并不在于所需門的數(shù)量，而在于非對稱布局下所需的出入空間比傳統(tǒng)對稱支撐的、需要從兩側(cè)通達進行維護的APU所需的出入空間要小。此外，所描述的這種新結(jié)構(gòu)并不限制升降機運動。相反，在新結(jié)構(gòu)下，可以放松對升降機的限制(a. e當水平安定面向上配平(trimmed up)時，絞接下降)。此外，這種新結(jié)構(gòu)簡便了一個人必須能夠并行執(zhí)行不同任務的任何地面操作。本發(fā)明另一個優(yōu)勢在于在本發(fā)明提出的新結(jié)構(gòu)下，分給隔火艙的空間能夠借助替代了傳統(tǒng)直隔火墻的傾斜隔火墻而有所增加。由于該隔火艙內(nèi)增加的空間，APU能靠前放置以減小慣性負荷。本發(fā)明的另一個優(yōu)勢適用于當尾椎干涉由離散的連接附接件構(gòu)成時。在這種情況下，當與這些點對準時，出入門橫梁有效得多。否則，可能需要抗扭盒等機體的額外元件來避免這種失配對準效應。


在以下對本發(fā)明實施例詳細描述和附圖的基礎上，本發(fā)明能夠被完全理解，展示的附圖僅僅是作為例子，因此并非對本發(fā)明的限制，其中圖1描繪的是飛行器的后機身尾錐，其顯示了構(gòu)成它的各部分，即機身接口部分、隔火艙和排氣尾錐端；圖2描繪的是APU的傳統(tǒng)對稱布局的底視圖；圖3描繪的是根據(jù)本發(fā)明提出的APU非對稱布局的底視圖；圖3a和北描繪的是APU非對稱布局的例子，其中分別顯示了可替代的側(cè)向非對稱及可替代的水平非對稱；圖3c顯示了在考慮傾斜隔火墻的情況下，APU朝尾錐內(nèi)潛在的前移；
圖如到4d描繪的示意圖顯示了如何實現(xiàn)APU在本發(fā)明描述的非對稱布局下的安裝，還顯示了維護所需空間的側(cè)視圖，以及APU如何保持僅從一側(cè)可通達，且僅在另一側(cè)具有局部登記門；圖5描繪了本發(fā)明提出的新支撐裝置的裝載方案(load scheme)。附圖標記1:APU/輔助動力單元1，現(xiàn)有技術(shù)的APU2 維護罩2’ 現(xiàn)有技術(shù)的維護罩3:出入門4 后機身尾錐5:局部登記門6:尾錐機身接口7:隔火艙8:排氣尾錐端9:隔火墻9’ 傾斜隔火墻10 結(jié)構(gòu)蒙皮壁11 緩沖系統(tǒng)12 軌道13 地面升降系統(tǒng)T1 第一棒機構(gòu)的第一棒R1 第一棒機構(gòu)的第二棒T2 第二棒機構(gòu)的第一棒T3:第二棒機構(gòu)的第二棒L1:第一單面銷，穩(wěn)定銷L2:第二單面銷，滑銷
具體實施例方式以下描述僅為方便讀者閱讀，而并不意圖以任何方式對由權(quán)利要求闡述的本發(fā)明構(gòu)成限制。圖1顯示了飛行器的后機身尾錐4，示出了隔火艙7位于何處，隔火艙7位于尾錐機身接口 6和排氣尾錐端8之間，被隔火墻9隔開。圖2和圖3分別顯示了 APU 1’的傳統(tǒng)對稱布局和本發(fā)明提出的APU 1關于飛行器的縱軸線X的非對稱布局，從中能夠看出，本發(fā)明所需的執(zhí)行維護任務的維護罩2或封套顯著地小于現(xiàn)有技術(shù)的維護罩2’。圖3a顯示了非對稱布置的一個例子，即側(cè)向非對稱，其中，僅為舉例的目的，其顯示了 APU 1關于飛機縱軸線的傾斜度可以由以下比例規(guī)定對于縱向上的每一米可傾斜四分之一米。圖北完善了非對稱布置的例子，其顯示了水平非對稱的優(yōu)選實施例，優(yōu)選具有低于 12° 的仰角(elevation angle)。圖3c顯示了由本發(fā)明描述的新結(jié)構(gòu)衍生得出的另一實施例，其考慮用傾斜隔火墻9’代替?zhèn)鹘y(tǒng)的直隔火墻9來使得APU 1前移。APU 1的前移提供了負荷緩解，因為在動態(tài)著陸的情況下，重心被移至更靠近起落架，是尾錐APU提升的主要制藥的負載情況將發(fā)動機重量放大一個數(shù)量級。本實施例進一步使得APU 1在尾錐中位于更寬闊的區(qū)域內(nèi)，從而增加了 APU 1周圍的安裝/安置空間。圖如和4b中的示意圖顯示了能夠如何實施APU 1在本發(fā)明描述的非對稱布局下的安裝。兩幅圖都清楚地顯示了由于動力輔助單元1的建議布局，隔火艙7至少有一個出入門3。安裝過程的簡便性被減小為帶來上面有APU 1的地面升降系統(tǒng)13，打開出入門3 并舉起APU 1。圖如和4d中的示意圖進一步顯示了在本發(fā)明描述的APU 1非對稱布局下，工人如何執(zhí)行維護工作。圖4d中，箭頭A特別示出了在本發(fā)明中定義的術(shù)語“可通達”的含義下可通達的APU 1的區(qū)域，同時箭頭B示出了通過局部登記門5可通達/可到達的APU 1 的區(qū)域。圖5顯示了為滿足本發(fā)明描述的APU 1的非對稱布局，本發(fā)明提出的新支撐裝置的裝載方案。該裝置包括四根棒隊，T1, T2, T3和兩個單面銷L1, L2，這樣，第一棒機構(gòu)RAT1 及第二棒機構(gòu)T2&T3允許縱向和徑向的熱膨脹。第一棒機構(gòu)札&1\包括第一棒T1,優(yōu)選位于APU 1的前頂處；及第二棒R1，優(yōu)選位于側(cè)面。優(yōu)選實施例中，第二棒R1優(yōu)選位于側(cè)面右手邊(RH)，與通常位于左手邊(LH)的 APU進氣口的位置相反。第二棒機構(gòu)Τ2&Τ3包括第一棒T2及第二棒T3，它們都優(yōu)選位于APU 1的后頂處。第一單面銷L1優(yōu)選位于第一棒機構(gòu)RAT1中第二棒R1的相對側(cè)，在APUl的前部上并擋住發(fā)動機，它是一個穩(wěn)定銷。參看圖5的放大細節(jié)圖。第二單面銷L2是一個滑銷，優(yōu)選位于APU 1 的后部中并豎直地保持APU 1，允許縱向膨脹。參看圖5的放大細節(jié)圖。有了這些元件，如圖5中的箭頭所示，能達到7個自由度，從而實現(xiàn)了超靜態(tài)防故障支撐。優(yōu)選地，本發(fā)明描述的新結(jié)構(gòu)衍生出的安裝程序如下a. APU 1被地面升降系統(tǒng)13舉起，地面升降系統(tǒng)13優(yōu)選為圖如和4b中所示的 “飛毯(flying carpet)，，；b. 一旦APU 1到達隔火艙7的高度，結(jié)構(gòu)蒙皮壁10就用合適的緩沖系統(tǒng)11抓住第一單面銷L1 (如圖5的放大細節(jié)圖所示)。該緩沖系統(tǒng)優(yōu)選由被鋼隔離的彈性體橡膠制成；c.然后，將第二單面銷L2安裝在位于結(jié)構(gòu)蒙皮壁10側(cè)面的軌道12內(nèi)。軌道12 使得由于APU 1運行/關閉時APU 1周圍的高溫范圍可能給第二單面銷L2帶來的任何縱向伸展適應；d.接下來，將第一棒機構(gòu)R^T1及第二棒機構(gòu)T2&T3安裝附接到APU 1及安裝附接到在本發(fā)明描述的非對稱布局下還未安裝APU 1的相對側(cè)，以及安裝附接到結(jié)構(gòu)蒙皮壁10 的上部。這些棒機構(gòu)RAT1和Τ2&Τ3使得APU 1可以伸展并且不會對結(jié)構(gòu)蒙皮壁10造成太多限制。構(gòu)成棒機構(gòu)札&1\和Τ2&Τ3的棒的末端(extreme)，在移開地面升降系統(tǒng)13對APU 1的地面支撐前，在長度上進行校準和適當緩沖；
e.最后，給定期望的性能，將APU 1設置成可以隨時飛行。
權(quán)利要求
1.具有輔助動力單元的飛行器后機身尾錐，其中，后機身尾錐(4)的隔火艙(7)構(gòu)成用于輔助動力單元(1)的殼體，輔助動力單元(1)關于后機身尾錐的縱軸線(X)側(cè)向地非對稱地被容納在該殼體中，并且輔助動力單元(1)直接緊固附接到構(gòu)成隔火艙(7)的結(jié)構(gòu)蒙皮壁(10)上。
2.根據(jù)權(quán)利要求1的后機身尾錐，其中，輔助動力單元(1)關于飛行器的水平面非對稱地被容納。
3.根據(jù)權(quán)利要求2的后機身尾錐，其中，容納輔助動力單元(1)的隔火艙(7)具有至少一個出入門⑶。
4.根據(jù)權(quán)利要求2的后機身尾錐，其中，被容納在隔火艙(7)內(nèi)的輔助動力單元(1)被由輔助動力單元(1)周圍的空間限定并且適合執(zhí)行維護工作的維護罩(2)所圍繞，。
5.根據(jù)權(quán)利要求2的后機身尾錐，其中，隔火艙(7)包括至少一個局部登記門(5)。
6.根據(jù)權(quán)利要求2的后機身尾錐，其中，隔火艙(7)進一步包括用于將輔助動力單元 (1)直接緊固到隔火艙的結(jié)構(gòu)蒙皮壁(10)上的支撐裝置，其中，該支撐裝置包括-限定兩個棒機構(gòu)(RAT1和T2&T3)的四根棒(R1, T1, T2，T3)；及-兩個單面銷(LijL2)0
7.根據(jù)權(quán)利要求6的后機身尾錐，其中，四根棒(R1,T1, T2, T3)和兩個單面銷(L1, L2) 以這樣的方式布置-第一棒機構(gòu)(R^T1)包括第一棒(T1),位于輔助動力單元(1)的前頂處；及第二棒 (R1),位于側(cè)面；-第二棒機構(gòu)(Τ2&Τ3)包括第一棒(T2)及第二棒(T3),它們都位于輔助動力單元(1)的后頂處；-第一單面銷(L1)位于第一棒機構(gòu)(RAT1)中第二棒(R1)的相對側(cè)，在輔助動力單元 (1)的前部上并且是穩(wěn)定的；并且-第二單面銷(L2)是個滑銷，位于輔助動力單元(1)的后部中，豎直地保持輔助動力單元(1)以允許縱向膨脹。
8.在如權(quán)利要求6所述的后機身尾錐內(nèi)安裝輔助動力單元(1)的方法，包括以下步驟a.用地面升降系統(tǒng)(13)舉起輔助動力單元(1)；b.一旦輔助動力單元(1)到達隔火艙(7)的高度，下一步就是結(jié)構(gòu)蒙皮壁(10)用合適的緩沖系統(tǒng)(11)抓住第一單面銷(L1)；c.然后，將第二單面銷(L2)安裝在位于結(jié)構(gòu)蒙皮壁(10)側(cè)面的軌道(12)內(nèi)；d.接下來，將第一棒機構(gòu)(RAT1)及第二棒機構(gòu)(T2&T3)安裝附接到輔助動力單元(1) 及安裝附接到已經(jīng)容納輔助動力單元(1)那側(cè)的相對側(cè)，以及安裝附接到結(jié)構(gòu)蒙皮壁(10) 的上部；e.最后，給定期望的性能，將輔助動力單元(1)設置成可以隨時飛行。
9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的方法，其中，地面升降系統(tǒng)(13)是“飛毯”。
10.根據(jù)權(quán)利要求8所述的方法，其中，緩沖系統(tǒng)(11)由被鋼隔離的彈性體橡膠制成。
11.根據(jù)權(quán)利要求8所述的方法，其中，棒機構(gòu)(RAT1和T2&T3)包括棒的末端，在移開支撐輔助動力單元(1)的地面升降系統(tǒng)(1 之前，棒的末端在長度上進行校準和緩沖。
全文摘要
具有輔助動力單元的飛行器后機身尾錐結(jié)構(gòu)，其中后機身尾錐的隔火艙限定出用于輔助動力單元的殼體，輔助動力單元關于后機身尾錐的縱軸線(X)側(cè)向地非對稱地容納在其中，并且輔助動力單元直接緊固附接到殼體的結(jié)構(gòu)蒙皮壁上。此外，通過撐桿或棒附接到隔火艙的相對側(cè)和上結(jié)構(gòu)蒙皮壁。
文檔編號B64C1/16GK102285457SQ20111014655
公開日2011年12月21日 申請日期2011年4月26日 優(yōu)先權(quán)日2010年4月26日
發(fā)明者P·T·桑斯馬蒂內(nèi)斯 申請人:空中客車西班牙運營有限責任公司