飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)防結(jié)冰屏障組件及其安裝方法
【專利摘要】本發(fā)明提供了一種飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)防結(jié)冰屏障組件及其安裝方法。飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)防結(jié)冰屏障組件具有滑配接頭子組件，所述滑配接頭子組件具有前端和尾端。所述前端被構(gòu)造成固定地附接于飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的前艙壁，所述尾端具有滑動(dòng)接頭。所述飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)防結(jié)冰屏障組件具有穿過(guò)尾艙壁附接的屏障子組件并且具有兩個(gè)安裝墊，所述安裝墊被構(gòu)造成圍繞所述滑配接頭子組件的尾端形成接合式密封附接部，以形成針對(duì)所述飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)入口的屏障。
【專利說(shuō)明】飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)防結(jié)冰屏障組件及其安裝方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本公開(kāi)總體上涉及防結(jié)冰組件、系統(tǒng)和方法，更具體地，涉及用于諸如飛機(jī)的空中交通工具的飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)防結(jié)冰(EAI)屏障組件、系統(tǒng)和方法。

【背景技術(shù)】
[0002]諸如商用客機(jī)、貨機(jī)和其它類型飛機(jī)的空中交通工具通常采用防結(jié)冰組件或系統(tǒng)來(lái)防止冰累積在飛機(jī)結(jié)構(gòu)的前緣上。例如，如果冰累積在飛機(jī)燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)入口上(諸如，在發(fā)動(dòng)機(jī)入口的前緣或唇口上)，則這種冰的累積會(huì)干擾氣流并影響空氣動(dòng)力學(xué)性能。此外，冰塊可能會(huì)破碎并進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)，從而可能導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)受損。
[0003]存在已知的飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)防結(jié)冰(EAI)組件、系統(tǒng)和方法。這種已知的EAI裝置、系統(tǒng)和方法可能涉及將來(lái)自發(fā)動(dòng)機(jī)壓縮機(jī)的熱空氣或熱氣(諸如，發(fā)動(dòng)機(jī)壓縮器放氣)傳送至發(fā)動(dòng)機(jī)入口，以向發(fā)動(dòng)機(jī)入口提供熱來(lái)防止結(jié)冰，從而防止冰積累。另外，這種已知的飛機(jī)EAI裝置、系統(tǒng)和方法可能涉及使用和安裝復(fù)雜的結(jié)構(gòu)組件，例如，支承供應(yīng)管的聯(lián)結(jié)結(jié)構(gòu)和/或防止供應(yīng)管泄漏的密封件。
[0004]然而，支承供應(yīng)管的這種已知聯(lián)結(jié)結(jié)構(gòu)的使用和安裝可能會(huì)增加進(jìn)行組裝和安裝的勞動(dòng)力、時(shí)間和復(fù)雜度。這進(jìn)而會(huì)導(dǎo)致制造成本的增加。另外，這種聯(lián)結(jié)結(jié)構(gòu)可能需要使用多個(gè)安裝和組裝附接部(諸如，緊固件、托架或其它附接元件)，這會(huì)增加飛機(jī)的重量。這種增加的重量會(huì)進(jìn)而有損飛機(jī)的性能，即，增加飛機(jī)燃料的消耗。
[0005]另外，已知的用于防止供應(yīng)管泄漏的密封可以包括使用基于硅酮的密封件、硅酮/金屬密封件和彈性體密封件以及碳密封件。然而，這種已知的基于娃酮的密封件、娃酮/金屬密封件和彈性體密封件可能不能夠耐受非常高的溫度，即，大約800華氏度或更高溫度，而供應(yīng)管、發(fā)動(dòng)機(jī)入口和外圍部分可能會(huì)需要耐受非常高的溫度。另外，這種已知的基于硅酮的密封件、硅/金屬密封件和彈性體密封件可能具有有限的耐磨性，可能需要安裝和使用之后進(jìn)行耗時(shí)的維護(hù)和檢測(cè)程序，并且如果僅可使用盲裝(即僅僅通過(guò)感覺(jué))則可能難于進(jìn)行安裝。另外，已知的碳密封件可能價(jià)格高，這進(jìn)而會(huì)導(dǎo)致制造成本的增加。
[0006]因此，本領(lǐng)域中需要改進(jìn)的用于空中交通工具(諸如，飛機(jī))的飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)防結(jié)冰(EAI)屏障組件、系統(tǒng)和方法。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0007]本公開(kāi)滿足了對(duì)改進(jìn)的諸如飛機(jī)的空中交通工具的燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)的飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)防結(jié)冰(EAI)屏障組件、系統(tǒng)和方法的這種需要。如下面【具體實(shí)施方式】中所討論的，改進(jìn)的諸如飛機(jī)的空中交通工具的飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)防結(jié)冰(EAI)屏障組件、系統(tǒng)和方法的實(shí)施方式可以提供優(yōu)于已知組件、方法和系統(tǒng)的顯著優(yōu)點(diǎn)。
[0008]在本公開(kāi)的一個(gè)實(shí)施方式中，提供了一種飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)防結(jié)冰(EAI)屏障組件。所述飛機(jī)EAI屏障組件包括具有前端和尾端的滑配接頭子組件。所述前端被構(gòu)造成固定地附接于飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的前艙壁，并且所述尾端具有滑動(dòng)接頭。飛機(jī)EAI屏障組件還包括穿過(guò)尾艙壁附接的屏障子組件。屏障子組件包括兩個(gè)安裝墊，所述兩個(gè)安裝墊被構(gòu)造成圍繞所述滑配接頭子組件的尾端形成接合式密封附接部，以形成針對(duì)所述發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)入口的屏障。
[0009]在本公開(kāi)的另一個(gè)實(shí)施方式中，提供了一種飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)防結(jié)冰(EAI)屏障系統(tǒng)。所述飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)包括飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)防結(jié)冰(EAI)組件。所述飛機(jī)EAI屏障組件包括滑配接頭子組件。所述滑配接頭子組件包括以可滑動(dòng)的方式接合在外部套管內(nèi)的內(nèi)部供應(yīng)管。所述內(nèi)部供應(yīng)管和所述外部套管均具有前端，所述前端被構(gòu)造成固定地附接于飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的前艙壁。所述內(nèi)部供應(yīng)管和所述外部套管均在所述發(fā)動(dòng)機(jī)的尾艙壁具有尾端。所述尾端通過(guò)設(shè)置在所述尾端之間的一個(gè)或更多個(gè)支承元件形成滑動(dòng)接頭。所述飛機(jī)EAI屏障組件還包括穿過(guò)所述尾艙壁附接的屏障子組件。所述屏障子組件包括兩個(gè)安裝墊，所述安裝墊被構(gòu)造成圍繞所述外部套管的尾端形成接合式密封附接部，以形成針對(duì)所述發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)入口的屏障。所述飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)還包括圍繞所述外部套管卷繞的前部絕緣組件。所述飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)還包括圍繞所述內(nèi)部供應(yīng)管的尾端卷繞的尾部絕緣組件。所述飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)還包括附接于所述尾部絕緣組件的夾持元件。
[0010]在本發(fā)明的另一個(gè)實(shí)施方式中，提供了一種在飛機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)安裝飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)防結(jié)冰(EAI)屏障組件的方法。所述方法包括在飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)的前艙壁開(kāi)口和尾艙壁開(kāi)口之間安裝滑配接頭子組件的步驟。所述滑配接頭子組件包括前端和尾端。所述尾端具有滑動(dòng)接頭。所述方法還包括將所述滑配接頭子組件的前端固定至穿過(guò)所述前艙壁開(kāi)口附接的噴嘴組件的步驟。所述方法還包括穿過(guò)所述尾艙壁開(kāi)口安裝和附接屏障子組件以在尾艙壁的尾側(cè)形成尾艙壁界面的步驟。所述方法還包括步驟:圍繞所述滑配接頭子組件的尾端，將所述屏障子組件的兩個(gè)安裝墊附接成接合式密封附接部，以形成針對(duì)所述發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)入口的屏障。
[0011]已討論的特征、功能和優(yōu)點(diǎn)可以在本公開(kāi)的各個(gè)實(shí)施方式中獨(dú)立地實(shí)現(xiàn)或者可以組合成其它實(shí)施方式，可以參照下面的描述和附圖明白這些實(shí)施方式的其它細(xì)節(jié)。

【專利附圖】

【附圖說(shuō)明】
[0012]可以參照以下結(jié)合附圖的詳細(xì)描述更好地理解本公開(kāi)，附圖示出優(yōu)選的并且是示例性的實(shí)施方式，但不一定是按比例繪制的，其中:
[0013]圖1是可以裝有本公開(kāi)的飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)防結(jié)冰(EAI)屏障系統(tǒng)的實(shí)施方式的空中交通工具的立體圖；
[0014]圖2A是飛機(jī)制造和服務(wù)方法的流程圖；
[0015]圖2B是飛機(jī)的框圖；
[0016]圖3A是滑配接頭子組件的側(cè)面立體圖的圖示，其具有可以在本公開(kāi)的飛機(jī)EAI屏障組件和飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)中使用的支承元件和外部套管的一個(gè)實(shí)施方式；
[0017]圖3B是圖3A的虛線圓3B特寫局部立體圖的圖示，其中沒(méi)有外部套管，并且示出了附接于內(nèi)部供應(yīng)管的支承元件的實(shí)施方式；
[0018]圖3C是滑配接頭子組件的側(cè)面立體圖的圖示，其具有可以在本公開(kāi)的飛機(jī)EAI屏障組件和飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)中使用的支承元件和外部套管的另一個(gè)實(shí)施方式；
[0019]圖4A是附接于內(nèi)部供應(yīng)管的支承元件的另一個(gè)實(shí)施方式的特寫局部立體圖的圖示；
[0020]圖4B是附接于內(nèi)部供應(yīng)管的圖4A的支承元件的特寫局部立體圖的圖示；
[0021]圖4C是示出圖4B的支承元件的圖4B的虛線圓4C的特寫立體圖的圖示；
[0022]圖4D是圖4C的支承元件的特寫前視圖的圖示；
[0023]圖4E是附接于內(nèi)部供應(yīng)管的支承元件的又一個(gè)實(shí)施方式的特寫局部立體圖的圖示；
[0024]圖4F是附接于內(nèi)部供應(yīng)管的圖4E的支承元件的特寫局部立體圖的圖示；
[0025]圖5A是滑配接頭子組件處于飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的尾艙壁開(kāi)口的第一安裝位置的特寫頂部立體圖的圖示；
[0026]圖5B是圖5A的滑配接頭子組件處于飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的尾艙壁和前艙壁之間的第二安裝位置的特寫頂部立體圖的圖示；
[0027]圖6A是具有飛機(jī)EAI屏障組件的一個(gè)實(shí)施方式的本公開(kāi)的飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)的側(cè)面立體圖的圖示；
[0028]圖6B是沿著圖6A的線6B-6B截取的剖視圖的圖示；
[0029]圖6C是具有飛機(jī)EAI屏障組件的另一個(gè)實(shí)施方式的本公開(kāi)的另一個(gè)飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)的側(cè)面立體圖的圖示；
[0030]圖6D是沿著圖6C的線6D-6D截取的剖視圖的圖示；
[0031]圖7A是上部安裝墊子組件的一個(gè)實(shí)施方式的前立體圖的圖示；
[0032]圖7B是下部安裝墊子組件的一個(gè)實(shí)施方式的前立體圖的圖示；
[0033]圖7C是附接于滑配接頭子組件的外部套管的組裝好的安裝墊子組件的實(shí)施方式的前立體圖的圖示；
[0034]圖7D是附接于形成尾艙壁界面的外部套管的組裝好的安裝墊子組件的后視圖的圖示；
[0035]圖7E是結(jié)合至組裝好的安裝墊子組件的屏障密封元件的特寫后視圖的圖示；
[0036]圖7F是上部安裝墊子組件的另一個(gè)實(shí)施方式的前立體圖的圖示；
[0037]圖7G是下部安裝墊子組件的另一個(gè)實(shí)施方式的前立體圖的圖示；
[0038]圖7H是附接于滑配接頭子組件的外部套管的組裝好的安裝墊子組件的實(shí)施方式的前立體圖的圖示；
[0039]圖8A是具有本公開(kāi)的支承元件和外部套管的一個(gè)實(shí)施方式的飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)的實(shí)施方式的剖面?zhèn)纫晥D的圖示；
[0040]圖8B是具有本公開(kāi)的支承元件和外部套管的另一個(gè)實(shí)施方式的飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)的另一個(gè)實(shí)施方式的剖面?zhèn)纫晥D的圖示；
[0041]圖9A是具有安裝在尾艙壁的本公開(kāi)的支承元件和外部套管的一個(gè)實(shí)施方式的飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)的實(shí)施方式的特寫局部剖面?zhèn)纫晥D的圖示；
[0042]圖9B是具有安裝在尾艙壁的本公開(kāi)的支承元件和外部套管的另一個(gè)實(shí)施方式的飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)的另一個(gè)實(shí)施方式的特寫局部剖面?zhèn)纫晥D的圖示；
[0043]圖1OA是處于飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的尾艙壁和前艙壁之間的安裝位置的本公開(kāi)的飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)的實(shí)施方式的立體圖的圖示；
[0044]圖1OB是本公開(kāi)的飛機(jī)EAI屏障組件的實(shí)施方式的側(cè)面立體圖的圖示，示出了飛機(jī)EAI屏障組件的內(nèi)部供應(yīng)管和外部套管的熱膨脹長(zhǎng)度；以及
[0045]圖11是本公開(kāi)的方法的流程圖。

【具體實(shí)施方式】
[0046]現(xiàn)在，將在下文中參照附圖更充分地描述公開(kāi)的實(shí)施方式，在附圖中示出了公開(kāi)的實(shí)施方式中的一些，但并非全部。實(shí)際上，可以提供數(shù)個(gè)不同的實(shí)施方式，并且不應(yīng)當(dāng)將其理解為限于本文闡述的實(shí)施方式。相反地，提供這些實(shí)施方式的目的是使得本公開(kāi)將是完整的并且將把本發(fā)明的范圍充分傳達(dá)給本領(lǐng)域的技術(shù)人員。
[0047]現(xiàn)在，參照附圖，圖1是諸如飛機(jī)1a的形式的空中交通工具10的立體圖，其可以裝有本公開(kāi)的飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)防結(jié)冰(EAI)屏障系統(tǒng)100 (也參見(jiàn)圖8A至圖SB)。飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)100 (參見(jiàn)圖1、圖8A至圖SB)包括本公開(kāi)的飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)防結(jié)冰(EAI)屏障組件
101(參見(jiàn)圖6A至圖6D)。另外，公開(kāi)了將飛機(jī)EAI屏障組件101安裝在飛機(jī)1a中的方法300(參見(jiàn)圖11)。
[0048]如圖1中所示，諸如飛機(jī)1a的形式的空中交通工具10包括機(jī)身12、機(jī)頭14、機(jī)翼16、垂直穩(wěn)定器尾部部分18、水平尾部部分20和引擎機(jī)艙24。如圖1中進(jìn)一步示出的，每個(gè)引擎機(jī)艙24容納發(fā)動(dòng)機(jī)22并且具有發(fā)動(dòng)機(jī)入口 26。如圖1進(jìn)一步示出的，引擎機(jī)艙24具有前端28a和尾端28b?？梢栽谥T如飛機(jī)10a(參見(jiàn)圖1)的空中交通工具10 (參見(jiàn)圖1)的諸如燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)22 (參見(jiàn)圖1)中優(yōu)選地使用飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)100 (參見(jiàn)圖8A至圖8B)和飛機(jī)EAI屏障組件101 (參見(jiàn)圖6A至圖6D)。本文也將發(fā)動(dòng)機(jī)22 (參見(jiàn)圖1)稱為相關(guān)部分形式的發(fā)動(dòng)機(jī)22a (參見(jiàn)圖5A、圖10A)。
[0049]盡管圖1中示出的空中交通工具10總地代表具有飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)100 (也參見(jiàn)圖8A至圖SB)的商用客機(jī)，但可以將公開(kāi)的實(shí)施方式的教導(dǎo)應(yīng)用于其它客機(jī)、貨機(jī)、軍用飛機(jī)、旋翼飛機(jī)和其它類型的飛機(jī)或飛行器以及輪船或其它船只、火車、汽車、卡車、公共汽車或可以使用本公開(kāi)的發(fā)動(dòng)機(jī)防結(jié)冰系統(tǒng)、組件和方法的其它合適結(jié)構(gòu)。
[0050]圖2A是飛機(jī)制造和維修方法30的流程圖的圖示。圖2B是飛機(jī)50的框圖的圖示。參照?qǐng)D2至圖3，也可以在如圖2A中示出的飛機(jī)制造和維修方法30和如圖2B中示出的飛機(jī)50的背景下描述本公開(kāi)的實(shí)施方式。在預(yù)生產(chǎn)期間，飛機(jī)制造和維修方法30可以包括飛機(jī)50的規(guī)格和設(shè)計(jì)32以及材料采購(gòu)34。在飛機(jī)制造和維修方法30期間，發(fā)生飛機(jī)50的組件和子組件制造36和系統(tǒng)集成38。此后，飛機(jī)50可以經(jīng)過(guò)合格審定和運(yùn)輸40，以進(jìn)入運(yùn)行42。在運(yùn)行42時(shí)，可以安排飛機(jī)50的常規(guī)維護(hù)和維修44(這也可以包括改裝、重構(gòu)、翻新和其它合適的維修)。
[0051]可以由系統(tǒng)集成商、第三方和/或操作人員(例如，客戶)來(lái)執(zhí)行或?qū)嵤╋w機(jī)制造和維修方法30的每個(gè)工序。為了進(jìn)行此描述，系統(tǒng)集成商可以包括(而不限于)任意數(shù)量的飛機(jī)制造商和主系統(tǒng)分包商；第三方可以包括(而不限于)任意數(shù)量的售賣方、分包商和供應(yīng)商；并且操作人員可以是航空公司、租賃公司、軍事單位、維修機(jī)構(gòu)和其它合適的操作人員。
[0052]如圖2B中所示，通過(guò)飛機(jī)制造和維修方法30生產(chǎn)的飛機(jī)50可以包括具有多個(gè)系統(tǒng)54和內(nèi)部56的機(jī)身52。高級(jí)系統(tǒng)54的示例可以包括一個(gè)或更多個(gè)推進(jìn)系統(tǒng)58、電子系統(tǒng)60、液壓系統(tǒng)62和環(huán)境系統(tǒng)64。可以包括任意數(shù)量的其它系統(tǒng)。盡管不出了航空不例，但本發(fā)明的原理可以應(yīng)用于其它行業(yè)(諸如，汽車行業(yè))。
[0053]可以在飛機(jī)制造和維修方法30的任何一個(gè)或更多個(gè)階段期間采用本文中實(shí)施的方法和系統(tǒng)。例如，可以用與飛機(jī)50正在運(yùn)行時(shí)生產(chǎn)的組件或子組件類似的方式構(gòu)造或制造與組件和子組件制造36對(duì)應(yīng)的組件或子組件。另外，例如通過(guò)相當(dāng)大程度地迅速完成飛機(jī)50的組裝或降低飛機(jī)50的成本，可以在組件和子組件制造36和系統(tǒng)集成38期間利用一個(gè)或更多個(gè)設(shè)備實(shí)施方式、方法實(shí)施方式或其組合。類似地，當(dāng)飛機(jī)50例如在運(yùn)行期間并且不限制于維護(hù)和維修44時(shí)，可以利用一個(gè)或更多個(gè)組裝實(shí)施方式、系統(tǒng)實(shí)施方式、方法實(shí)施方式或者其組合。
[0054]在本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施方式中，提供了飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)防結(jié)冰(EAI)屏障組件101(參見(jiàn)圖6A至圖6D)。飛機(jī)EAI屏障組件101 (參見(jiàn)圖6A至圖6D)包括滑配接頭子組件99 (參見(jiàn)圖3A至圖3C)。
[0055]圖3A是滑配接頭子組件99的側(cè)面立體圖的圖示，其具有可以在本公開(kāi)的飛機(jī)EAI屏障組件101 (參見(jiàn)圖6A至圖6D)和飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)100 (參見(jiàn)圖8A至圖8B)中使用的支承元件120和外部套管110的一個(gè)實(shí)施方式。圖3B是圖3A的虛線圓3B的特寫局部立體圖的圖示，其中沒(méi)有外部套管110，并且示出了附接于內(nèi)部供應(yīng)管102的支承元件120的實(shí)施方式。圖3C是滑配接頭子組件的側(cè)面立體圖的圖示，其具有可以在本公開(kāi)的飛機(jī)EAI屏障組件101 (參見(jiàn)圖6A至圖6D)和飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)100 (參見(jiàn)圖8A至圖8B)中使用的支承元件120和外部套管110的另一個(gè)實(shí)施方式。
[0056]如圖3A中所示，滑配接頭子組件99具有前端103a和尾端103b?；浣宇^子組件99的前端103a(參見(jiàn)圖3A)優(yōu)選地被構(gòu)造成固定地附接于飛機(jī)10a(參見(jiàn)圖1)的發(fā)動(dòng)機(jī)22a (參見(jiàn)圖5B)的前艙壁70 (參見(jiàn)5B)?；浣宇^子組件99 (參見(jiàn)圖3A)的尾端103b (參見(jiàn)圖3A)優(yōu)選地具有滑動(dòng)接頭118 (參見(jiàn)3A)。當(dāng)滑配接頭子組件99 (參見(jiàn)圖5B)被安裝在尾艙壁82 (參見(jiàn)圖5B)和前艙壁70 (參見(jiàn)圖5B)之間時(shí)，滑動(dòng)接頭118 (參見(jiàn)圖5B)位于飛機(jī)1a (參見(jiàn)圖1)的發(fā)動(dòng)機(jī)22a (參見(jiàn)圖5B)的尾艙壁82 (參見(jiàn)圖5B)處或者緊鄰飛機(jī)1a (參見(jiàn)圖1)發(fā)動(dòng)機(jī)22a (參見(jiàn)圖5B)的尾艙壁82 (參見(jiàn)圖5B)。
[0057]如圖3A中進(jìn)一步示出的，滑配接頭子組件99優(yōu)選地包括內(nèi)部供應(yīng)管102，該內(nèi)部供應(yīng)管102以滑配接頭構(gòu)造可滑動(dòng)地接合在外部套管110內(nèi)并且被接合至該外部套管110。如本文中使用的，“滑配接頭構(gòu)造”意指兩個(gè)線性組件之間的機(jī)械構(gòu)造或配置，例如，伸縮的或滑動(dòng)的構(gòu)造與配置，在這種情況下，所述兩個(gè)線性組件的一端被固定，并且其另一端被滑動(dòng)地連接，以允許線性組件在縱向方向上擴(kuò)展和收縮。
[0058]內(nèi)部供應(yīng)管102 (參見(jiàn)圖3A)具有前端104a(參見(jiàn)圖3A)、尾端104b (參見(jiàn)圖3A)以及在其間形成的圓柱形主體106 (參見(jiàn)圖3A)。內(nèi)部供應(yīng)管102 (參見(jiàn)圖3B)還具有內(nèi)表面108a(參見(jiàn)圖3B)和外表面108b (參見(jiàn)圖3B)。內(nèi)部供應(yīng)管102的外徑大小可以為1.5英寸或更大、2.0英寸或更大或其它合適的尺寸。內(nèi)部供應(yīng)管102優(yōu)選地由金屬材料(諸如，鎳合金、鋼、鋼合金或其它合適的金屬材料)制成。優(yōu)選地，內(nèi)部供應(yīng)管102由能夠耐受非常高溫度應(yīng)用(諸如，優(yōu)選地大約800華氏度或更高溫度；更優(yōu)選地，大約1100華氏度或更高溫度；最優(yōu)選地，在大約800華氏度至大約1300華氏度的范圍內(nèi))的金屬材料制成。
[0059]如圖3A中進(jìn)一步示出的，外部套管110具有前端112a、尾端112b和在其間形成的圓柱形主體114。外部套管110 (參見(jiàn)圖3A)可以是具有線性構(gòu)造的外部套管110a(參見(jiàn)圖3A)的形式。外部套管110(參見(jiàn)圖3A)還具有內(nèi)表面116a(參見(jiàn)圖3A)和外表面116b (參見(jiàn)圖3A)。外部套管110的外徑大小可以為2.75英寸或更大、3.0英寸或更大或其它合適的尺寸。外部套管110優(yōu)選地由金屬材料(諸如，鎳合金、鋼、鋼合金或其它合適的金屬材料)制成。優(yōu)選地，外部套管110由能夠耐受非常高溫度應(yīng)用(諸如，優(yōu)選地大約800華氏度或更高溫度；更優(yōu)選地，大約1100華氏度或更高溫度；最優(yōu)選地，在大約800華氏度至大約1300華氏度的范圍內(nèi))的金屬材料制成。
[0060]如圖3A中進(jìn)一步示出的，內(nèi)部供應(yīng)管102的前端104a優(yōu)選地被直接附接于噴嘴組件194。優(yōu)選地，諸如，通過(guò)形成氣密式密封的焊接或其它附接方式或工序?qū)?nèi)部供應(yīng)管102以氣密性方式附接于噴嘴組件194。如圖3A中示出的，可以通過(guò)在內(nèi)部供應(yīng)管102與噴嘴組件194的附接處形成的焊接202d將內(nèi)部供應(yīng)管102焊接至噴嘴組件194。如圖3A中進(jìn)一步示出的，優(yōu)選地通過(guò)在外部套管110與噴嘴組件194的附接處形成的焊接202e將外部套管110的前端112a直接焊接至噴嘴組件194。
[0061]噴嘴組件194在該噴嘴組件194 (參見(jiàn)圖3A)的第一端196a (參見(jiàn)圖3A)處或附近優(yōu)選地通過(guò)例如焊接而被附接到內(nèi)部供應(yīng)管102和外部套管110。噴嘴組件194(參見(jiàn)圖3A)的第二端196b (參見(jiàn)圖3A)可以附接于前艙壁70 (參見(jiàn)圖5A)的前側(cè)80a (參見(jiàn)5A)上的另外的配件(未示出)或附件(未示出)。噴嘴組件194 (參見(jiàn)圖3A)可以優(yōu)選地為旋流噴嘴組件的形式或其它合適的噴嘴組件的形式。
[0062]噴嘴組件194優(yōu)選地由金屬材料(諸如，鎳合金、鋼、鋼合金或其它合適的金屬材料)制成。優(yōu)選地，噴嘴組件194由能夠耐受非常高溫度應(yīng)用(諸如，優(yōu)選地大約800華氏度或更高溫度；更優(yōu)選地，大約1100華氏度或更高溫度；最優(yōu)選地，在大約800華氏度至大約1300華氏度的范圍內(nèi))的金屬材料制成。
[0063]因?yàn)閮?nèi)部供應(yīng)管102 (參見(jiàn)圖3A、圖5B)和外部套管110(參見(jiàn)3八、圖5B)優(yōu)選地在前艙壁70 (參見(jiàn)圖5B)處被焊接至噴嘴組件194 (參見(jiàn)3A)，所以優(yōu)選在前艙壁70 (參見(jiàn)圖5B)處不需要使用防泄漏密封元件。這種防泄漏密封元件可以由基于硅酮的材料、硅酮/金屬材料或彈性體材料制成。這種材料通常不能夠耐受升至超過(guò)大約800華氏度的溫度。
[0064]因此，通過(guò)在前艙壁70 (參見(jiàn)圖5B)處諸如借助焊接固定滑配接頭子組件99 (參見(jiàn)圖3A)的前端103a (參見(jiàn)圖3A)，例如，包括內(nèi)部供應(yīng)管102(參見(jiàn)圖3A)的前端104a (參見(jiàn)圖3A)和外部套管110 (參見(jiàn)3A)的前端112a (參見(jiàn)圖3A)，飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)100 (參見(jiàn)圖6A至圖6D、圖8A至圖8B)和飛機(jī)EAI屏障組件101 (參見(jiàn)圖6A)可以被用于非常高的溫度或升溫的應(yīng)用。例如，優(yōu)選地，飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)100 (參見(jiàn)圖6A至圖6D、圖8A至圖8B)和飛機(jī)EAI屏障組件101 (參見(jiàn)圖6A至圖6D)能夠耐受升至高于大約800華氏度的溫度。更優(yōu)選地，飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)100 (參見(jiàn)圖6A至圖6D、圖8A至圖8B)和飛機(jī)EAI屏障組件101(參見(jiàn)圖6A)能夠耐受升至高于大約1100華氏度的溫度。最優(yōu)選地，飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)
100(參見(jiàn)圖6A至圖6D、圖8A至圖8B)和飛機(jī)EAI屏障組件101 (參見(jiàn)圖6A至圖6D)能夠耐受升至從大約800華氏度至大約1300華氏度的范圍內(nèi)的溫度。
[0065]防泄漏密封元件也可以包括由各種碳材料制成的碳密封件。然而，這種碳密封件的使用費(fèi)用非常高，因此性價(jià)比低。因此，因?yàn)閮?nèi)部供應(yīng)管102(參見(jiàn)圖3A)和外部套管110 (參見(jiàn)圖3A)優(yōu)選地被焊接至前艙壁70 (參見(jiàn)圖5B)處的噴嘴組件194 (參見(jiàn)圖3A)，所以優(yōu)選地不需要使用這種碳密封件。
[0066]內(nèi)部供應(yīng)管102(參見(jiàn)圖3A)具有尾端104b (參見(jiàn)圖3A)，外部套管110 (參見(jiàn)圖3A)具有尾端112b (參見(jiàn)圖3A)。尾端104b、112b (參見(jiàn)圖3A)優(yōu)選地形成滑動(dòng)接頭118 (參見(jiàn)圖3A)?；瑒?dòng)接頭118 (參見(jiàn)圖3A)優(yōu)選地被構(gòu)造成適應(yīng)內(nèi)部供應(yīng)管102 (參見(jiàn)圖3A)在外部套管110(參見(jiàn)圖3A)的尾端112b (參見(jiàn)圖3A)的尾部方向上的熱膨脹。尾端104b、112b (參見(jiàn)圖3A)通過(guò)設(shè)置在尾端104b、112b (參見(jiàn)圖3A)之間的一個(gè)或更多個(gè)支承元件120 (參見(jiàn)圖3A)分別形成滑動(dòng)接頭118 (參見(jiàn)圖3A)。
[0067]如圖3A中進(jìn)一步示出的，一個(gè)或更多個(gè)支承元件120優(yōu)選地被構(gòu)造成與外部套管110的內(nèi)表面116a滑動(dòng)接合。一個(gè)或更多個(gè)支承元件120 (參見(jiàn)圖3A)優(yōu)選地將負(fù)荷從內(nèi)部供應(yīng)管102 (參見(jiàn)圖3A)傳遞到外部套管110 (參見(jiàn)圖3A)。一個(gè)或更多個(gè)支承元件120 (參見(jiàn)圖3A)優(yōu)選地被構(gòu)造成使得外部套管110 (參見(jiàn)圖3A)將能夠在一個(gè)或更多個(gè)支承元件120(參見(jiàn)圖3A)上充分滑動(dòng)。
[0068]如圖3A中進(jìn)一步示出的，可以在尾端104b通過(guò)諸如焊接將內(nèi)部供應(yīng)管102附接于連接元件188。如圖3A中進(jìn)一步示出的，優(yōu)選地通過(guò)在連接元件188與內(nèi)部供應(yīng)管102的附接處形成的焊接202a將連接元件188焊接至內(nèi)部供應(yīng)管102。
[0069]圖3B示出了圖3A的虛線圓3B，并且示出了飛機(jī)EAI屏障組件101 (參見(jiàn)圖6A至圖6D)，其沒(méi)有外部套管110。圖3B還示出了附接于內(nèi)部供應(yīng)管102的諸如緩沖支承元件120a的形式的支承元件120的實(shí)施方式之一。如圖3B中所示，可以將諸如一個(gè)或更多個(gè)緩沖支承元件120a的形式的一個(gè)或更多個(gè)支承元件120附接于內(nèi)部供應(yīng)管102的外表面108b。
[0070]如圖3B中進(jìn)一步示出的，諸如緩沖支承元件120a的形式的每個(gè)支承元件120可以包括含有緩沖部分122和貼合部分(doubler port1n) 124的兩件式構(gòu)造。緩沖部分122優(yōu)選地被密封焊接至貼合部分124。如圖3B中進(jìn)一步示出的，優(yōu)選地通過(guò)密封焊接將貼合部分124直接附接于內(nèi)部供應(yīng)管102的外表面108b。緩沖部分122和貼合部分124優(yōu)選地均由諸如鎳合金、鋼、鋼合金或其它合適的金屬材料的金屬材料制成。
[0071]如圖3B中所示，在內(nèi)部供應(yīng)管102的外表面108b上的第一部分126a處附接支承元件120，在內(nèi)部供應(yīng)管102的外表面108b上的第二部分126b處附接另一個(gè)支承元件120。第一部分126a(參見(jiàn)圖3B)和第二部分126b (參見(jiàn)圖3B)優(yōu)選地以對(duì)準(zhǔn)構(gòu)造彼此間隔開(kāi)。然而，支承元件120 (參見(jiàn)圖3B)可以沿著內(nèi)部供應(yīng)管102 (參見(jiàn)圖3B)的內(nèi)表面108b (參見(jiàn)圖3B)以其它合適的構(gòu)造或布置間隔開(kāi)。
[0072]如圖3B中進(jìn)一步示出的，可以將支承元件120焊接至內(nèi)部供應(yīng)管102。例如，通過(guò)在緩沖部分122 (參見(jiàn)圖3B)與內(nèi)部供應(yīng)管102(參見(jiàn)圖3A至圖3B)的附接處形成的焊接202b (參見(jiàn)圖3A)將支承元件120 (參見(jiàn)圖3A至圖3B)的緩沖部分122 (參見(jiàn)圖3B)優(yōu)選地焊接至內(nèi)部供應(yīng)管102 (參見(jiàn)圖3A至圖3B)。另外，優(yōu)選地通過(guò)在貼合部分124 (參見(jiàn)圖3B)與內(nèi)部供應(yīng)管102 (參見(jiàn)圖3B)的外表面108b (參見(jiàn)3B)的附接處形成的焊接202c (參見(jiàn)圖3A)將支承元件120 (參見(jiàn)圖3A至圖3B)的貼合部分124 (參見(jiàn)圖3B)焊接至內(nèi)部供應(yīng)管102 (參見(jiàn)圖3A至圖3B)的外表面108b (參見(jiàn)圖3B)。
[0073]圖3C示出了滑配接頭子組件99，其具有諸如細(xì)長(zhǎng)環(huán)形緩沖支承元件120c(還參見(jiàn)圖4F)的形式的支承元件120的另一個(gè)實(shí)施方式。圖3C還示出了諸如外部套管IlOb的形式的外部套管110，其可以用于本公開(kāi)的飛機(jī)EAI屏障組件101 (參見(jiàn)圖6A至圖6D)和飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)100(參見(jiàn)圖6A至圖6D、圖8A至圖8D)。
[0074]圖4A示出了附接于內(nèi)部供應(yīng)管102的諸如環(huán)形緩沖支承元件120b的形式的支承元件120的另一個(gè)實(shí)施方式的特寫局部立體圖的圖示。環(huán)形緩沖支承元件120b優(yōu)選地為由諸如鎳合金、鋼、鋼合金或其它合適金屬材料的金屬材料制成的單件式構(gòu)造。
[0075]圖4B是附接于內(nèi)部供應(yīng)管102的圖4A的諸如環(huán)形緩沖支承元件120b的形式的支承元件120的特寫局部立體圖的圖示。如圖4B中所示,環(huán)形緩沖支承元件120b優(yōu)選地為單件式構(gòu)造，其包括末端部分130a、130b和設(shè)置在末端部分130a、130b之間的主體部分132。如圖4B中進(jìn)一步示出的，主體部分132包括一個(gè)或更多個(gè)切口部分134以及在切口部分134之間形成的一個(gè)或更多個(gè)凸起的緩沖部分136。如圖4B中進(jìn)一步示出的，在內(nèi)部供應(yīng)管102的尾端104b上的部分138處，環(huán)形緩沖支承元件120b附接于內(nèi)部供應(yīng)管102。然而，環(huán)形緩沖支承元件120b (參見(jiàn)圖4B)可以附接于內(nèi)部供應(yīng)管102(參見(jiàn)圖4B)的尾端104b (參見(jiàn)圖4B)的其它部分。
[0076]圖4C是圖4B的虛線圓4C的特寫立體圖的圖示，其示出了圖4B的諸如環(huán)形緩沖支承元件120b的形式的支承元件120。圖4D是圖4C的諸如環(huán)形緩沖支承元件120b的形式的支承元件120的特寫前視圖的圖示。如圖4C至圖4D中所示，諸如環(huán)形緩沖支承元件120b的形式的支承元件120優(yōu)選地包括具有中心通孔129的大體環(huán)形構(gòu)造128。
[0077]如圖4C至圖4D中進(jìn)一步示出的，示出了諸如環(huán)形緩沖支承元件120b的形式的支承元件120，其在三個(gè)凸起的緩沖部分136之間具有三個(gè)切口部分134。如圖4C至圖4D中進(jìn)一步示出的，這三個(gè)切口部分134尺寸可以基本上相同，并且這三個(gè)凸起的緩沖部分136尺寸可以基本上相同。然而，諸如環(huán)形緩沖支承元件120b的形式的支承元件120可以具有各種尺寸的超過(guò)三個(gè)或少于三個(gè)的切口部分134，并且可以具有各種尺寸的超過(guò)三個(gè)或少于三個(gè)的凸起的緩沖部分136。
[0078]圖4E是諸如細(xì)長(zhǎng)環(huán)形緩沖支承元件120c (也參見(jiàn)圖3C)的形式的支承元件120的又一個(gè)實(shí)施方式的特寫局部立體圖的圖示。圖4E進(jìn)一步示出了諸如外部套管IlOb的形式的外部套管110，其可以用于本公開(kāi)的飛機(jī)EAI屏障組件101 (參見(jiàn)圖6A至圖6D)和飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)100 (參見(jiàn)圖6A至圖6D、圖8A至圖8B)。如圖4E中所示，諸如細(xì)長(zhǎng)環(huán)形緩部支承元件120c的形式的支承元件120包括階梯狀部分111。階梯狀部分111包括第一部分111a，第一部分Illa可以在前后方向上向下地形成階梯。階梯狀部分11還包括第二部分111b，第二部分Illb在前后方向上從第一部分Illa延伸并且與第一部分Illa是一體的。
[0079]圖4F是附接于內(nèi)部供應(yīng)管102的圖4E的諸如細(xì)長(zhǎng)環(huán)形緩沖支承元件120c的形式的支承元件120的特寫局部立體圖的圖示。如圖4F中所示，諸如細(xì)長(zhǎng)環(huán)形緩沖支承元件120c的形式的支承元件120包括第一末端部分130a和第二末端部分130b，并且還包括凸起的緩沖部分136之間的切口部分134。如圖4F中進(jìn)一步示出的，切口部分134的尺寸可以基本上相同，這三個(gè)緩沖部分136的尺寸可以基本上相同。然而，諸如細(xì)長(zhǎng)環(huán)形緩沖支承元件120c的形式的支承元件120可以具有各種尺寸的超過(guò)三個(gè)或少于三個(gè)的切口部分134，并且可以具有各種尺寸的超過(guò)三個(gè)或少于三個(gè)凸起的緩沖部分136。如圖4F中進(jìn)一步示出的，諸如細(xì)長(zhǎng)環(huán)形緩沖支承元件120c的形式的支承元件120可以附接在供應(yīng)管102的部分138處。
[0080]圖5A是滑配接頭子組件99處于飛機(jī)1a (參見(jiàn)圖1)的發(fā)動(dòng)機(jī)22a的尾艙壁開(kāi)口86的第一安裝位置98a的特寫頂部立體圖的圖示。如圖5A中所示，在第一安裝位置98a，滑配接頭子組件99的前端103a附接于噴嘴組件194并且附接于噴嘴凸緣78。如圖5A中進(jìn)一步示出的，噴嘴凸緣78優(yōu)選地設(shè)置在滑配接頭子組件99的前端103a和噴嘴組件194之間。如圖5A中進(jìn)一步示出的，噴嘴組件194、噴嘴凸緣78和滑配接頭子組件99優(yōu)選地插入尾艙壁開(kāi)口 86。在尾艙壁82 (參見(jiàn)圖5A至圖5B)的尾艙壁幅材84(參見(jiàn)5B)中形成尾艙壁開(kāi)口 86 (參見(jiàn)圖5A至圖5B)?？梢酝ㄟ^(guò)諸如螺栓或其它合適附接元件的形式的一個(gè)或更多個(gè)附接元件81 (參見(jiàn)圖5A)將噴嘴凸緣78 (參見(jiàn)圖5A)附接于前艙壁界面76 (參見(jiàn)圖5A)。
[0081]如圖5A中進(jìn)一步示出的，在前艙壁70的前安裝墊部分74中形成前艙壁開(kāi)口 72。前艙壁界面76 (參見(jiàn)圖5A)形成在前艙壁70 (參見(jiàn)圖5A)的尾側(cè)80b (參見(jiàn)圖5A)上的前安裝墊部分74 (參見(jiàn)圖5A)上，或者前艙壁界面76 (參見(jiàn)圖5A)附接于前艙壁70 (參見(jiàn)圖5A)的尾側(cè)80b (參見(jiàn)圖5A)上的前安裝墊部分74 (參見(jiàn)圖5A)。還示出了前艙壁70 (參見(jiàn)圖5A)的前側(cè)80a (參見(jiàn)圖5A)。
[0082]圖5B是圖5A的滑配接頭子組件99處于飛機(jī)1a (參見(jiàn)圖1)的發(fā)動(dòng)機(jī)22a的尾艙壁82和前艙壁70之間的第二安裝位置98a的特寫頂部立體圖的圖示。如圖5B中所示，在第二安裝位置98b，優(yōu)選地在前安裝墊部分74內(nèi)形成的前艙壁界面76處，噴嘴組件194 (參見(jiàn)圖5A)、噴嘴凸緣78和滑配接頭子組件99附接于前艙壁70。噴嘴組件194(參見(jiàn)圖5A)優(yōu)選地插入前艙壁70 (參見(jiàn)圖5A)的前艙壁開(kāi)口 72 (參見(jiàn)圖5A)。
[0083]如圖5B中所示，滑配接頭子組件99優(yōu)選地延伸跨過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)22a的位于前艙壁70內(nèi)形成的前艙壁開(kāi)口 72 (參見(jiàn)圖5)以及尾艙壁82的尾艙壁幅材84內(nèi)形成的尾艙壁開(kāi)口86之間的內(nèi)部屏障部分92。如圖5B中進(jìn)一步所示，滑配接頭子組件99的內(nèi)部供應(yīng)管102和外部套管110優(yōu)選地插入尾艙壁開(kāi)口 86，使得外部套管110被定位在尾艙壁82的前側(cè)90a，并且使得內(nèi)部供應(yīng)管102可以橫跨在尾艙壁82的前側(cè)90a和尾艙壁82的尾側(cè)80b (參見(jiàn)圖5A)之間。如圖5B中進(jìn)一步示出的，在尾艙壁82的尾側(cè)90b上的尾部管延伸界面95處，管延伸件94可以附接于內(nèi)部供應(yīng)管102。
[0084]滑配接頭子組件99 (參見(jiàn)圖3A至圖3C、圖6A、圖6C)是飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)防結(jié)冰(EAI)屏障組件101(參見(jiàn)圖6A至圖6D)的組件，飛機(jī)EAI屏障組件101 (參見(jiàn)圖6A至圖6D)是飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)防結(jié)冰(EAI)屏障系統(tǒng)100 (參見(jiàn)圖6A至圖6D，圖8A至圖8D)的部分。
[0085]圖6A是諸如飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)10a的形式的飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)100的一個(gè)實(shí)施方式的側(cè)面立體圖的圖示，其具有諸如飛機(jī)EAI屏障組件101a(參見(jiàn)圖6A至圖6B)的形式的飛機(jī)EAI屏障組件101的一個(gè)實(shí)施方式。圖6B是沿著圖6A的線6B-6B截取的剖視圖的圖示。
[0086]圖6C是諸如飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)10b的形式的飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)100的另一個(gè)實(shí)施方式的側(cè)面立體圖的圖示，其具有諸如飛機(jī)EAI屏障組件1lb的形式的飛機(jī)EAI屏障組件101的另一個(gè)實(shí)施方式。圖6D是沿著圖6C的線6D-6D截取的剖視圖的圖示。
[0087]如圖6A、圖6C中所示，飛機(jī)EAI屏障組件101包括滑配接頭子組件99。如上面所討論的，滑配接頭子組件99 (參見(jiàn)圖3A、圖3C)具有前端103a (參見(jiàn)圖3A、圖3C)和尾端103b (參見(jiàn)圖3A、圖3C)。前端103a (參見(jiàn)圖3A、圖3C)被構(gòu)造成固定地附接于飛機(jī)1a (參見(jiàn)圖1)的發(fā)動(dòng)機(jī)22a(參見(jiàn)圖5A至圖5B)的前艙壁70 (參見(jiàn)圖5A至圖5B)處，尾端103b (參見(jiàn)圖3A、圖3C)具有滑動(dòng)接頭118 (參見(jiàn)圖3A、圖3C、圖8A至圖8B)。
[0088]如圖6A、圖6C中所示，EAI屏障系統(tǒng)100和飛機(jī)EAI屏障組件101還包括屏障子組件140 (也參見(jiàn)圖7C、圖7H)。優(yōu)選地，穿過(guò)尾艙壁82 (參見(jiàn)圖7C、圖7H、圖8A至圖8C)附接屏障子組件140 (參見(jiàn)圖6A、圖6C、圖7C、圖7H)。屏障子組件140用作發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇箱隔室97c(參見(jiàn)圖8B)和尾部隔室97b (參見(jiàn)圖8B)(例如，發(fā)動(dòng)機(jī)入口隔室)之間的屏障。屏障子組件140也可以用作壓力屏障和/或也可以用作防火屏障，或者也可以用作其它合適的屏障。
[0089]圖7A至圖7H示出了屏障子組件140(參見(jiàn)圖7C至圖7E、圖7H)的實(shí)施方式。屏障子組件140 (參見(jiàn)圖7C至圖7E、圖7H)優(yōu)選地包括諸如上部安裝墊144a (參見(jiàn)圖7A至圖7H)和下部安裝墊144b (參見(jiàn)圖7A至圖7H)的形式的兩個(gè)安裝墊144 (參見(jiàn)圖7A至圖7C、圖7F至圖7H)。上部安裝墊144a (參見(jiàn)圖7A至圖7H)和下部安裝墊144b (參見(jiàn)圖7A至圖7H)優(yōu)選地被構(gòu)造成圍繞滑配接頭子組件99 (參見(jiàn)圖7C、圖7H)的尾端103b (參見(jiàn)圖7C、圖7H)形成接合式密封附接部145 (參見(jiàn)圖7C、圖7H)，以形成針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)22 (參見(jiàn)圖1)的發(fā)動(dòng)機(jī)入口 26 (參見(jiàn)圖1、圖8A至圖8B)的屏障166(參見(jiàn)圖7C、圖7H)。優(yōu)選地，上部安裝墊144a(參見(jiàn)圖7A至圖7H)和下部安裝墊144b (參見(jiàn)圖7A至圖7H)均由諸如鈦、鋼、鋼合金或其它合適金屬材料的金屬材料制成。優(yōu)選地，上部安裝墊144a(參見(jiàn)圖7A至圖7H)和下部安裝墊144b(參見(jiàn)圖7A至圖7H)均由能夠耐受非常高溫度應(yīng)用(諸如，優(yōu)選地大約800華氏度或更高溫度；更優(yōu)選地，大約1100華氏度或更高溫度；最優(yōu)選地，在大約800華氏度至大約1300華氏度的范圍內(nèi))的金屬材料制成。
[0090]屏障子組件140 (參見(jiàn)圖7C至圖7E、圖7H)還包括上部安裝墊子組件142a (參見(jiàn)圖7A、圖7H)和下部安裝墊子組件142b (參見(jiàn)圖7B、圖7G)。圖7A是上部安裝墊子組件142a的一個(gè)實(shí)施方式的前立體圖的圖示。如圖7A中所示，上部安裝墊子組件142a優(yōu)選地包括具有前側(cè)146a和尾側(cè)146b的上部安裝墊144a。如圖7A中進(jìn)一步示出的，上部安裝墊144a包括具有內(nèi)側(cè)150a和外側(cè)150b的上部凸緣部分148a。
[0091]如圖7A中進(jìn)一步示出的，在這個(gè)實(shí)施方式中，上部安裝墊144a可選地包括具有內(nèi)側(cè)154a和外側(cè)154b的上部防磨板元件152a。優(yōu)選地，如圖7A中所示，通過(guò)插入開(kāi)口 158的埋頭孔附接元件156，將上部防磨板元件152a的外側(cè)154b附接成鄰接于上部凸緣部分148a的內(nèi)側(cè)150a。
[0092]優(yōu)選地，當(dāng)屏障子組件140(參見(jiàn)圖7C)圍繞外部套管110(參見(jiàn)圖7C)的尾端103b (參見(jiàn)圖7C)形成接合式密封附接部145 (參見(jiàn)圖7C)時(shí)，上部防磨板元件152a (參見(jiàn)圖7A)的內(nèi)側(cè)154a(參見(jiàn)圖7A)與外部套管110 (參見(jiàn)圖3A、圖7C)的外表面116b (參見(jiàn)圖3A)相鄰。上部防磨板元件152a(參見(jiàn)圖7A)優(yōu)選地由耐用的并且具有所需耐磨性的材料(諸如，鋼、鋼合金或其它合適的耐用和耐磨材料)制成。另外，上部防磨板元件152a(參見(jiàn)圖7A)優(yōu)選地由能夠耐受非常高溫度應(yīng)用(諸如，優(yōu)選地大約800華氏度或更高溫度；更優(yōu)選地，大約1100華氏度或更高溫度；最優(yōu)選地，在大約800華氏度至大約1300華氏度的范圍內(nèi))的材料制成。
[0093]圖7B是下部安裝墊子組件142b的一個(gè)實(shí)施方式的前立體圖的圖示。如圖7B中所示，下部安裝墊子組件142b優(yōu)選地包括具有前側(cè)146a和尾側(cè)146b的下部安裝墊144b。如圖7B中進(jìn)一步示出的，下部安裝墊144b包括具有內(nèi)側(cè)150a和外側(cè)150b的下部凸緣部分 148b ο
[0094]如圖7B中進(jìn)一步示出的，在這個(gè)實(shí)施方式中，下部安裝墊144b可選地包括具有內(nèi)側(cè)154a和外側(cè)154b的下部防磨板元件152b。優(yōu)選地，如圖7B中所示，通過(guò)插入開(kāi)口 158的埋頭孔附接元件156，將下部防磨板元件152b的外側(cè)面154b附接成鄰接于下部凸緣部分148b的內(nèi)側(cè)150a。
[0095]優(yōu)選地，當(dāng)屏障子組件140(參見(jiàn)圖7C)圍繞外部套管110(參見(jiàn)圖7C)的尾端103b (參見(jiàn)圖7C)形成接合式密封附接部145 (參見(jiàn)圖7C)時(shí)，下部防磨板元件152b (參見(jiàn)圖7B)的內(nèi)側(cè)154a(參見(jiàn)圖7B)與外部套管110 (參見(jiàn)圖3A、圖3C)的外表面116b (參見(jiàn)圖3A)相鄰。下部防磨板元件152a(參見(jiàn)圖7A)優(yōu)選地由耐用的并且具有所需耐磨性的材料(諸如，鋼、鋼合金或其它合適的耐用和耐磨材料)制成。另外，下部防磨板元件152b (參見(jiàn)圖7A)優(yōu)選地由能夠耐受非常高溫度應(yīng)用(諸如，優(yōu)選地大約800華氏度或更高溫度；更優(yōu)選地，大約1100華氏度或更高溫度；最優(yōu)選地，在大約800華氏度至大約1300華氏度的范圍內(nèi))的材料制成。
[0096]圖7C是附接于滑配接頭子組件99的外部套管110的組裝好的安裝墊子組件164的實(shí)施方式的前立體圖的圖示。上部安裝墊子組件142a(參見(jiàn)圖7A)優(yōu)選地連接至下部安裝墊子組件142b (參見(jiàn)圖7B)，以形成組裝好的安裝墊子組件164 (參見(jiàn)圖7C)的實(shí)施方式。組裝好的安裝墊子組件164 (參見(jiàn)圖7C)優(yōu)選地被構(gòu)造成將負(fù)荷從滑配接頭子組件99 (并且具體地，從外部套管110(參見(jiàn)圖7C))傳遞到尾艙壁82 (參見(jiàn)圖7C)中。
[0097]如圖7C中所示，屏障子組件140包括前部分141a，該前部分141a被構(gòu)造成與外部套管110的尾端103b的部分168形成接合式密封附接部145，以形成針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)22 (參見(jiàn)圖1)的發(fā)動(dòng)機(jī)入口 26 (參見(jiàn)圖1、圖8A至圖8B)的屏障166。如圖7C中進(jìn)一步示出的，屏障子組件140的前部分141a優(yōu)選地被插入尾艙壁82的尾艙壁開(kāi)口 86。圖7C還示出了諸如螺栓184a、螺桿或其它合適附接元件的形式的附接元件184，其可以用于對(duì)著尾艙壁82 (參見(jiàn)圖7C)的尾側(cè)90b (參見(jiàn)圖7D)附接保護(hù)罩元件保持器172 (參見(jiàn)圖6A)。圖7C還示出了定位在滑配接頭子組件99的尾端103b處的內(nèi)部供應(yīng)管102和外部套管110之間的支承元件120。
[0098]圖7D是附接于外部套管110以在尾艙壁82的尾艙壁開(kāi)口 86處形成尾艙壁界面88的組裝好的安裝墊子組件164的后視圖的圖示。如圖7D中所示，通過(guò)一個(gè)或更多個(gè)諸如螺栓162a、螺桿或其它合適附接元件的形式的尾艙壁附接元件162，將屏障子組件140的尾部部分141b附接于尾艙壁82的尾側(cè)90b。屏障子組件140的尾部部分141b (參見(jiàn)圖7D)優(yōu)選地被構(gòu)造成密封地附接于尾艙壁82 (參見(jiàn)圖7D)，以形成尾艙壁界面88 (參見(jiàn)圖7D)。
[0099]如圖7D中進(jìn)一步示出的，屏障子組件140優(yōu)選地包括上部安裝墊144a和下部安裝墊144b，這些安裝墊被構(gòu)造成圍繞外部套管110的尾端103b (參見(jiàn)圖7C)形成接合式密封附接部145 (參見(jiàn)圖7C)，以形成針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)22 (參見(jiàn)圖1)的發(fā)動(dòng)機(jī)入口 26 (參見(jiàn)圖1、圖8A至圖8B)的屏障166。如圖7D中進(jìn)一步示出的，上部防磨板元件152a和下部防磨板元件152b與外部套管110相鄰。
[0100]屏障子組件140(參見(jiàn)圖7D、圖7E、圖7F)還包括連接至組裝好的安裝墊子組件164(參見(jiàn)圖7C、圖7D和圖7H)的一個(gè)或更多個(gè)屏障密封元件160a(參見(jiàn)圖7A、圖7F)、160b (參見(jiàn)圖7D、圖7E)。圖7A、圖7F示出了與上部凸緣部分148a的部分連接的屏障密封元件160a。圖7D、圖7E示出了與其中上部安裝墊144a和下部安裝墊144b聯(lián)結(jié)在一起以形成屏障子組件140的部分連接的屏障密封元件160b。
[0101]圖7E是連接至組裝好的安裝墊子組件164的屏障密封元件160b的特寫后視圖的圖示。如圖7E中所示，屏障密封元件160b可以連接至其中上部安裝墊144a和下部安裝墊144b聯(lián)結(jié)在一起以形成屏障子組件140之間的部分。如圖7E中進(jìn)一步示出的，屏障子組件140優(yōu)選地包括上部安裝墊144a、下部安裝墊144b和屏障密封元件160b，屏障密封元件160b被構(gòu)造成形成針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)22 (參見(jiàn)圖1)的發(fā)動(dòng)機(jī)入口 26 (參見(jiàn)圖1、圖8A至圖8B)的屏障166。如圖7E中進(jìn)一步示出的，上部防磨板元件152a和下部防磨板元件152a與外部套管HO相鄰。
[0102]圖7F是上部安裝墊子組件142a的另一個(gè)實(shí)施方式的前立體圖的圖示。如圖7F中所示，上部安裝墊子組件142a優(yōu)選地包括具有前側(cè)146a和尾側(cè)146b的諸如上部安裝墊144a的安裝墊144。如圖7F中進(jìn)一步示出的，上部安裝墊144a包括具有內(nèi)側(cè)150a和外側(cè)150b的上部凸緣部分148a以及連接至上部凸緣部分148a的部分的屏障密封元件160a。圖7F中示出的上部安裝墊子組件142a的實(shí)施方式不包括上部防磨板元件152a。
[0103]圖7G是下部安裝墊子組件142b的另一個(gè)實(shí)施方式的前立體圖的圖示。如圖7G中所示，下部安裝墊子組件142b優(yōu)選地包括具有前側(cè)146a和尾側(cè)146b的下部安裝墊144b。如圖7G中進(jìn)一步示出的，下部安裝墊144b包括具有內(nèi)側(cè)150a和外側(cè)150b的下部凸緣部分148b。圖7G中所示的下部安裝墊子組件142b的實(shí)施方式不包括下部防磨板元件152b。
[0104]圖7H是附接于滑配接頭子組件99的外部套管110的組裝好的安裝墊子組件164的實(shí)施方式的前立體圖的圖示。上部安裝墊子組件142a(參見(jiàn)圖7F)優(yōu)選地連接至下部安裝墊子組件142b (參見(jiàn)圖7G)，以形成組裝好的安裝墊子組件164 (參見(jiàn)圖7H)。組裝好的安裝墊子組件164 (參見(jiàn)圖7H)優(yōu)選地被構(gòu)造成從滑配接頭子組件99 (參見(jiàn)圖7H)(具體地，從外部套管110 (參見(jiàn)圖7H))向尾艙壁82 (參見(jiàn)圖7H)中傳送負(fù)載。
[0105]如圖7H中所示，屏障子組件140包括前部141a，前部141a被構(gòu)造成與外部套管110的尾端103b的部分168形成接合式密封附接部145，以形成針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)22 (參見(jiàn)圖1)的發(fā)動(dòng)機(jī)入口 26 (參見(jiàn)圖1、圖8A至圖8B)的屏障166。圖7H還示出了諸如螺栓184a、螺桿或其它合適附接元件的形式的附接元件184，這些附件元件可以用于對(duì)著尾艙壁82(參見(jiàn)圖7H)的尾側(cè)90b (參見(jiàn)圖7D)附接保護(hù)罩元件保持器172 (參見(jiàn)圖6A)。圖7H進(jìn)一步示出了在滑配接頭子組件99的尾端103b處在內(nèi)部供應(yīng)管102和外部套管110之間定位的支承元件120。
[0106]如圖6A至圖6D中所示，飛機(jī)EAI屏障組件101還可以包括蒸汽屏障子組件170。蒸汽屏障子組件170 (參見(jiàn)圖6A至圖6D、圖9A至圖9D)優(yōu)選地附接于尾艙壁82 (參見(jiàn)圖9A至圖9B)，并且可以與屏障子組件140 (參見(jiàn)圖9A至圖9B)相鄰。
[0107]如圖6A至圖6D中所示，蒸汽屏障子組件170包括保護(hù)罩元件171和保護(hù)罩元件保持器172，該保護(hù)罩元件171和保護(hù)罩元件保持器172被構(gòu)造成形成針對(duì)滑配接頭子組件99 (參見(jiàn)圖9A至圖9B)的蒸汽屏障173 (參見(jiàn)圖9A至圖9B)。保護(hù)罩元件171 (參見(jiàn)圖6A至圖6D)可以用作蒸汽屏障，用于防止富含燃油的空氣接觸滑配接頭子組件99(參見(jiàn)圖3A、圖3C)。另外，保護(hù)罩元件171 (參見(jiàn)圖6A至圖6D)可以用于防止泄漏的或噴射的易燃流體進(jìn)入被罩住的空間119 (參見(jiàn)圖8A至圖SB)，也就是說(shuō)，內(nèi)部供應(yīng)管102 (參見(jiàn)圖8A至圖SB)和外部套管110(參見(jiàn)圖8A至圖SB)之間的腔或區(qū)域。此外，保護(hù)罩元件171 (參見(jiàn)圖6A至圖6D)可以用作爆管檢測(cè)指示器197(參見(jiàn)圖9A至圖9B)，下面將會(huì)對(duì)此進(jìn)行詳細(xì)討論。如果空氣流通流速足夠大，例如，每分鐘空氣交換大于三(3)次，或者如果發(fā)動(dòng)機(jī)電扇箱隔室97c (參見(jiàn)圖SB)不在防火區(qū)，則蒸汽屏障子組件170可以是可選的。
[0108]優(yōu)選地，通過(guò)保護(hù)罩元件保持器172 (參見(jiàn)圖6A至圖6D)將保護(hù)罩元件171 (參見(jiàn)圖6A至圖6D)保持就位。優(yōu)選地，將保護(hù)罩元件保持器172 (參見(jiàn)圖6A至圖6D、圖9A至圖9D)附接于尾艙壁82 (參見(jiàn)圖5B、圖9A至圖9B)的尾側(cè)90b (參見(jiàn)圖5B)。保護(hù)罩元件171優(yōu)選地由能夠耐受非常高溫度應(yīng)用(諸如，優(yōu)選地大約800華氏度或更高溫度；更優(yōu)選地，大約1100華氏度或更高溫度；最優(yōu)選地，在大約800華氏度至大約1300華氏度的范圍內(nèi))并且具有特別強(qiáng)的密封能力的硅酮和織造陶瓷纖維材料制成。然而，保護(hù)罩元件171也可以由能夠耐受非常高溫度應(yīng)用并且提供強(qiáng)密封能力的另一種合適材料制成。
[0109]如圖6A、圖6C中所示，保護(hù)罩元件保持器172優(yōu)選地具有環(huán)形構(gòu)造176、被構(gòu)造成容納保護(hù)罩元件171并將其保持就位的中心開(kāi)口 178以及邊緣部分180。如圖6B、圖6D中所示，邊緣部分180優(yōu)選地具有前側(cè)174a和尾側(cè)174b，并且優(yōu)選地具有被構(gòu)造成容納諸如螺栓184a、螺桿或其它合適附接元件的形式的附接元件184的多個(gè)開(kāi)口 182。
[0110]蒸汽屏障子組件170 (參見(jiàn)圖6A至圖6D)也可以用作爆管檢測(cè)指示器197 (參見(jiàn)圖9A至圖9B)。當(dāng)爆管發(fā)生期間保護(hù)罩元件171 (參見(jiàn)圖6A至圖6D)與保護(hù)罩元件保持器172 (參見(jiàn)圖6A至圖6D)脫離時(shí)，保護(hù)罩元件171 (參見(jiàn)圖6A至圖6D)的脫離用作爆管發(fā)生的指示。如圖9A至圖9B中所示，如果在內(nèi)部供應(yīng)管102內(nèi)出現(xiàn)孔或漏洞，則由箭頭198指示的爆管壓力從內(nèi)部供應(yīng)管102流出，并且從前艙壁70 (參見(jiàn)圖8A至圖SB)穿過(guò)外部套管110流向尾艙壁82 (參見(jiàn)圖9A至圖9B)。在爆管發(fā)生期間，保護(hù)罩元件171 (參見(jiàn)圖6A至圖6D、圖9A至圖9B)優(yōu)選地與保護(hù)罩元件保持器172 (參見(jiàn)圖6A至圖6D、圖9A至圖9B)脫離，從而為發(fā)動(dòng)機(jī)22 (參見(jiàn)圖1)的發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇和壓縮器單元24 (參見(jiàn)圖1)提供壓力釋放。
[0111]優(yōu)選地，滑配接頭子組件99 (參見(jiàn)圖6A、圖6C)、屏障子組件140 (參見(jiàn)圖6A至圖6D)和蒸汽屏障子組件170 (參見(jiàn)圖6A至圖6D) —起包括飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)防結(jié)冰(EAI)屏障組件100 (參見(jiàn)圖6A至圖6D)，EAI屏障組件100被構(gòu)造成在溫度升至高于大約800華氏度的情況下，優(yōu)選地，在非常高的溫度應(yīng)用(諸如，大約800華氏度或更高溫度；更優(yōu)選地，諸如大約1100華氏度或更高溫度；最優(yōu)選地，諸如在從大約800華氏度至大約1300華氏度的范圍內(nèi))的情況下，通過(guò)滑動(dòng)接頭118 (參見(jiàn)圖8A至圖8B、圖9A至圖9B)適應(yīng)滑配接頭子組件99 (參見(jiàn)圖6A、圖6C)的熱膨脹。
[0112]在本發(fā)明的另一個(gè)實(shí)施方式中，提供了飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)防結(jié)冰(EAI)屏障系統(tǒng)100(參見(jiàn)圖6A至圖6D、圖8A至圖8B、圖9A至圖9B)。圖8A是飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)入口 26內(nèi)的諸如飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)10a的形式的飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)100的實(shí)施方式的剖面?zhèn)纫晥D的圖示。圖8A示出了飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)100a，其具有諸如支承元件120a的形式的支承元件120的一個(gè)實(shí)施方式和諸如外部套管IlOa的形式的外部套管110的一個(gè)實(shí)施方式。圖8A還示出了屏障子組件140的一個(gè)實(shí)施方式，其具有上部防磨板元件152a和下部防磨板元件152b。圖8A示出了在發(fā)動(dòng)機(jī)入口 26內(nèi)安裝在前部隔室97a的尾部并且安裝在前艙壁70和尾艙壁82之間的尾部隔室97b內(nèi)的飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)100a。如圖8A中進(jìn)一步示出的，噴嘴組件194延伸至前部隔室197a中，并且內(nèi)部供應(yīng)管102的尾端104b可以在尾艙壁82處延伸經(jīng)過(guò)尾艙壁界面88。
[0113]圖8B是發(fā)動(dòng)機(jī)入口 26內(nèi)的諸如飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)10b的形式的飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)100的另一個(gè)實(shí)施方式的剖面?zhèn)纫晥D的圖示。圖8B示出了飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)100b，其具有諸如支承元件120c的形式的支承元件120的另一個(gè)實(shí)施方式和諸如外部套管IlOb的形式的外部套管110的另一個(gè)實(shí)施方式。圖8B還示出了屏障子組件140的另一個(gè)實(shí)施方式，其沒(méi)有上部防磨板元件152a并且沒(méi)有下部防磨板元件152b。圖SB示出了在發(fā)動(dòng)機(jī)入口 26內(nèi)安裝在前部隔室97a的尾部并且安裝在前艙壁70和尾艙壁82之間的尾部隔室97b內(nèi)的飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)100b。如圖8A中進(jìn)一步示出的，噴嘴組件194延伸至前部隔室197a，并且內(nèi)部供應(yīng)管102的尾端104b可以在尾艙壁82處延伸經(jīng)過(guò)尾艙壁界面88。
[0114]圖9A是安裝在尾艙壁82處的諸如飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)10a的形式的飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)100的實(shí)施方式的特寫局部剖面?zhèn)纫晥D的圖示。圖9A示出了飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)100a，其具有諸如支承元件120a的形式的支承元件120的實(shí)施方式和諸如外部套管IlOa的形式的外部套管110的實(shí)施方式。圖9A還示出了屏障子組件140的實(shí)施方式，其具有上部防磨板元件152a和下部防磨板元件152b。
[0115]圖9B是安裝在尾艙壁82處的諸如飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)10b的形式的飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)100的另一個(gè)實(shí)施方式的特寫局部剖面?zhèn)纫晥D的圖示。圖9B示出了飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)100b，其具有諸如支承元件120c的形式的支承元件120的另一個(gè)實(shí)施方式和諸如外部套管IlOb的形式的外部套管110的另一個(gè)實(shí)施方式。圖9B還示出了屏障子組件140的另一個(gè)實(shí)施方式，其沒(méi)有上部防磨板元件152a并且沒(méi)有下部防磨板元件152b。
[0116]如上討論的，飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)100 (參見(jiàn)圖6A至圖6D、圖8A至圖8D、圖9A至圖9D)包括飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)防結(jié)冰(EAI)屏障組件101 (參見(jiàn)圖6A至圖6D、圖8A至圖8D、圖9A至圖9D)。飛機(jī)EAI屏障組件101 (參見(jiàn)圖6A至圖6D)包括滑配接頭子組件99 (參見(jiàn)圖3A至圖6C、圖6A、圖6C)。如上面詳細(xì)討論的，滑配接頭子組件99 (參見(jiàn)圖3A至圖3C、圖6A、圖6C)包括可滑動(dòng)地接合在外部套管110(參見(jiàn)圖3A至圖3C、圖6A、圖6C)內(nèi)的內(nèi)部供應(yīng)管102 (參見(jiàn)圖3A至圖3C、圖6A、圖6C)。如圖3A、圖3C、圖6A、圖6C中所示，內(nèi)部供應(yīng)管102具有前端104a并且外部套管110具有前端112a。前端104a、112a分別被優(yōu)選地構(gòu)造成在飛機(jī)1a (參見(jiàn)圖1)的發(fā)動(dòng)機(jī)22 (參見(jiàn)圖1)的前艙壁70(參見(jiàn)圖8A至圖8B)處固定地附接于噴嘴組件194 (參見(jiàn)圖3A、圖3C、圖6A、圖6C、圖8A至圖8B)。
[0117]如圖3A、圖3C、圖6A、圖6C中所示，并且如上面所討論的，諸如通過(guò)焊接將內(nèi)部供應(yīng)管102和外部套管110中的每個(gè)的前端104a、112a優(yōu)選地直接附接于噴嘴組件194，并且優(yōu)選地穿過(guò)前艙壁70 (參見(jiàn)圖5A)的前艙壁開(kāi)口 72 (參見(jiàn)圖5A)進(jìn)行附接。如以上討論的，這可能導(dǎo)致在前艙壁70 (參見(jiàn)圖5A)處不需要使用由不能耐受升至高于大約800華氏度溫度的材料制成的防泄漏密封元件。
[0118]如圖3A、圖3C、圖6A至圖6D、8A至圖8D中所示，滑配接頭子組件99還可以包括附接于內(nèi)部供應(yīng)管102的尾端104b的連接元件188。連接元件188 (參見(jiàn)圖3A、圖3C、圖6A至圖6D、圖8A至圖8B)被優(yōu)選地構(gòu)造成附接于管延伸件94 (參見(jiàn)圖5B)。連接元件188優(yōu)選地由諸如鎳合金、鋼、鋼合金或能夠耐受非常高溫度應(yīng)用(諸如，優(yōu)選地大約800華氏度或更高溫度；更優(yōu)選地，大約1100華氏度或更高溫度；最優(yōu)選地，在大約800華氏度至大約1300華氏度的范圍內(nèi))的其它合適金屬材料制成。
[0119]如圖8A至圖8B中所示，當(dāng)安裝飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)100時(shí)，內(nèi)部供應(yīng)管102的尾端104b位于發(fā)動(dòng)機(jī)22 (參見(jiàn)圖1)的尾艙壁82處，并且外部套管110的尾端112b位于發(fā)動(dòng)機(jī)22 (參見(jiàn)圖1)的尾艙壁82處。如圖8A至圖8B中所示，尾端104b、112b分別通過(guò)設(shè)置在尾端104b、112b之間的一個(gè)或更多個(gè)支承元件120形成滑動(dòng)接頭118。
[0120]如上面詳細(xì)討論的，一個(gè)或更多個(gè)支承元件120 (參見(jiàn)圖8A至圖8B、圖9A至圖9B)均可以包括兩件式緩沖支承元件120a (參見(jiàn)圖3A、圖8A、圖9A)，緩沖支承元件120a包括緩沖部分122(參見(jiàn)圖3B)和貼合部分124(參見(jiàn)圖3B);均可以包括一件式環(huán)形緩沖支承元件120b (參見(jiàn)圖4A至圖4D);或者可以均包括細(xì)長(zhǎng)的環(huán)形緩沖支承元件120c (參見(jiàn)圖4F、圖8B、圖9B)。一個(gè)或更多個(gè)支承元件120 (參見(jiàn)圖8A至圖8B)優(yōu)選地將負(fù)荷從內(nèi)部供應(yīng)管102 (參見(jiàn)圖8A)傳遞到外部套管110 (參見(jiàn)圖8A)。
[0121]如圖8A至圖8B、圖9A至圖9B中所示，并且如上面詳細(xì)討論的，飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)100的飛機(jī)EAI屏障組件101還可以包括穿過(guò)尾艙壁82附接的屏障子組件140。屏障子組件140 (參見(jiàn)圖8A至圖8B、圖9A至圖9B)優(yōu)選地包括諸如上部安裝墊144a (參見(jiàn)圖8A至圖8B、圖9A至圖9B)和下部安裝墊144b (參見(jiàn)圖8A至圖8B、圖9A至圖9B)的形式的兩個(gè)安裝墊144 (參見(jiàn)圖7C、圖7H)，這些安裝墊被構(gòu)造成圍繞外部套管110 (參見(jiàn)圖8A至圖8B)的尾端112b (參見(jiàn)圖8A至圖SB)形成接合式密封附接部145 (參見(jiàn)圖7C、圖7H)。這形成針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)22 (參見(jiàn)圖1)的發(fā)動(dòng)機(jī)入口 26(參見(jiàn)圖8A至圖8B)的屏障166 (參見(jiàn)圖8A至圖 8B)。
[0122]屏障子組件140(參見(jiàn)圖8A至圖8B、圖9A至圖9B)還包括上部安裝墊子組件142a (參見(jiàn)圖7A、圖7H)，上部安裝墊子組件142a包括具有可選的被附接的上部防磨板元件152a(參見(jiàn)圖7A)的上部安裝墊144a(參見(jiàn)圖7A、圖7H)。屏障子組件140 (參見(jiàn)圖8A至圖8B、圖9A至圖9B)還包括下部安裝墊子組件142b (參見(jiàn)圖7B、圖7G)，下部安裝墊子組件142b包括具有可選的被附接的下部防磨板元件152b (參見(jiàn)圖7B)的下部安裝墊144b (參見(jiàn)圖7B、圖7G)。下部安裝墊子組件142b (參見(jiàn)圖7B、圖7G)優(yōu)選地連接至上部安裝墊子組件142a (參見(jiàn)圖7A、圖7F)，從而形成組裝好的安裝墊子組件164 (參見(jiàn)圖7C、圖7H)。
[0123]屏障子組件140 (參見(jiàn)圖8A至圖8B、圖9A至圖9B)優(yōu)選地還包括連接至組裝好的安裝墊子組件164 (參見(jiàn)圖7C、圖7D)的一個(gè)或更多個(gè)屏障密封元件160a (參見(jiàn)圖7A、圖7F)和/或一個(gè)或更多個(gè)屏障密封元件160b (參見(jiàn)圖7D)。組裝好的安裝墊子組件164 (參見(jiàn)圖7C、圖7D)優(yōu)選地被構(gòu)造成將負(fù)荷從外部套管110 (參見(jiàn)圖7C、圖7H)傳遞到尾艙壁82 (參見(jiàn)圖7C、圖7H)中。
[0124]如圖8A至圖8B、圖9A至圖9B中所示，并且如上面詳細(xì)討論的，飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)100的飛機(jī)EAI屏障組件101還可以包括附接于尾艙壁82并且與屏障子組件140相鄰的蒸汽屏障子組件170。如圖8A至圖8B、圖9A至圖9B中所示，蒸汽屏障子組件170包括保護(hù)罩元件171和保護(hù)罩元件保持器172，該保護(hù)罩元件171和保護(hù)罩元件保持器172被構(gòu)造成形成針對(duì)滑配接頭子組件99的蒸汽屏障173。如圖9A至圖9B中所示，飛機(jī)EAI屏障組件101優(yōu)選地被構(gòu)造成適應(yīng)滑配接頭子組件99的熱膨脹，具體地，優(yōu)選地被構(gòu)造成在溫度升至高于大約800華氏度的情況下，優(yōu)選地，在非常高的溫度應(yīng)用(諸如，大約800華氏度或更高溫度；更優(yōu)選地，諸如大約1100華氏度或更高溫度；最優(yōu)選地，諸如在從大約800華氏度至大約1300華氏度的范圍內(nèi))的情況下，借助于滑動(dòng)接頭118來(lái)適應(yīng)滑配接頭子組件99的內(nèi)部供應(yīng)管102的熱膨脹。
[0125]蒸汽屏障子組件170 (參見(jiàn)圖9A至圖9B)可以優(yōu)選地用作爆管檢測(cè)指示器197 (參見(jiàn)圖9A至圖9B)，如上面所討論的。當(dāng)爆管發(fā)生期間保護(hù)罩元件171 (參見(jiàn)圖9A至圖9B)與保護(hù)罩元件保持器172 (參見(jiàn)圖9A至圖9B)脫離時(shí)，保護(hù)罩元件171 (參見(jiàn)圖9A至圖9B)的脫離用作爆管發(fā)生的指示。
[0126]圖9A至圖9B示出了處于安裝位置210的飛機(jī)EAI屏障組件101。飛機(jī)EAI屏障組件101 (參見(jiàn)圖9A至圖9B)優(yōu)選地被裝入飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)100 (參見(jiàn)圖9A至圖9B)中。
[0127]如圖6A至圖6D、圖8A至圖8B中所示，飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)100還包括前部絕緣組件192，前部絕緣組件192優(yōu)選地圍繞外部套管110的外表面116b (參見(jiàn)圖3A、圖3C)進(jìn)行卷繞。如圖6A至圖6D、圖8A至圖8B中所示，前部絕緣組件192具有前端193a和尾端193b。如圖6B、圖6D中所示，前部絕緣組件192還具有內(nèi)側(cè)195a和外側(cè)195b。
[0128]如圖6A至圖6D、圖8A至圖8B、圖9A至圖9B中所示，飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)100還包括尾部絕緣組件186，尾部絕緣組件186優(yōu)選地卷繞或者連接至保護(hù)罩元件171和內(nèi)部供應(yīng)管102的尾端104b (參見(jiàn)圖8A至圖8B)之間的內(nèi)部供應(yīng)管102的尾端104b (參見(jiàn)圖8A至圖8B)。前部絕緣組件192 (參見(jiàn)圖8A至圖8B)和尾部絕緣組件186 (參見(jiàn)圖8A至圖8B)優(yōu)選地由絕緣材料(諸如，被縫制成棉胎材料的金屬箔和陶瓷玻璃纖維材料或者其它合適的絕緣材料)制成，并且可以是熱氈的形式或其它合適的形式。前部絕緣組件192(參見(jiàn)圖8A至圖8B)和尾部絕緣組件186 (參見(jiàn)圖8A至圖8B)的厚度可以為大約1/4 (四分之一)英寸至大約3/8 (八分之三)英寸或更厚。優(yōu)選地，前部絕緣組件192 (參見(jiàn)圖8A至圖SB)和尾部絕緣組件186 (參見(jiàn)圖8A至圖SB)能夠耐受高溫應(yīng)用(諸如，優(yōu)選地大約800華氏度或更高溫度；更優(yōu)選地，大約1100華氏度或更高溫度；最優(yōu)選地，在從大約800華氏度至大約1300華氏度的范圍內(nèi))。
[0129]如圖6A至圖6D、圖8A至圖8B、圖9A至圖9B中所示，飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)100還包括附接于尾部絕緣組件186和保護(hù)罩元件171的夾持元件190。夾持元件190 (圖6A至圖6D、圖8A至圖8B、圖9A至圖9B)優(yōu)選地由諸如鋼、鋼合金或能夠耐受非常高溫度應(yīng)用(諸如，優(yōu)選地大約800華氏度或更高溫度；更優(yōu)選地，大約1100華氏度或更高溫度；最優(yōu)選地，諸如在從大約800華氏度至大約1300華氏度的范圍內(nèi))的其它合適金屬材料制成。夾持元件190 (圖6A至圖6D、圖8A至圖8B、圖9A至圖9B)可以是具有可以在保護(hù)罩元件171(參見(jiàn)圖6A至圖6D)的一部分上滑動(dòng)的扭矩緊固件的環(huán)形夾具的形式。另選地，夾持元件190可以是其它合適的形式。
[0130]圖1OA是在飛機(jī)1a的發(fā)動(dòng)機(jī)22a中處于安裝位置204的本公開(kāi)的飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)100的實(shí)施方式的立體圖的圖示。如圖1OA中所示，飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)100被安裝在內(nèi)部屏障部分92上的尾艙壁82和前艙壁70之間。如圖1OA中所示，蒸汽屏障子組件170附接于尾艙壁82的尾艙壁幅材84并且在尾艙壁82處形成蒸汽屏障173。如圖1OA中進(jìn)一步示出的，管延伸件94從尾管延伸界面95延伸并且延伸至發(fā)動(dòng)機(jī)附接管96。如圖1OA中進(jìn)一步示出的，內(nèi)部供應(yīng)管102和外部套管110優(yōu)選地被固定在前安裝墊部分74上形成的前艙壁界面76處。噴嘴凸緣78 (參見(jiàn)圖3A)被定位在前艙壁表面76與內(nèi)部供應(yīng)管102和外部套管110之間。
[0131]圖1OB是本公開(kāi)的飛機(jī)EAI屏障組件101的實(shí)施方式的側(cè)面立體圖的圖示，其示出了內(nèi)部供應(yīng)管102和外部套管110的熱膨脹長(zhǎng)度200。如圖1OB中所示，利用本文中公開(kāi)的飛機(jī)EAI屏障組件101和飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)100 (參見(jiàn)圖8A至圖8B)，外部套管110可以熱膨脹達(dá)外部套管熱膨脹長(zhǎng)度200a。例如，對(duì)于長(zhǎng)度為17英寸的外部套管110，外部套管熱膨脹長(zhǎng)度200a可以是0.14英寸。如圖1OB中所示，內(nèi)部供應(yīng)管102可以熱膨脹達(dá)內(nèi)部供應(yīng)管熱膨脹長(zhǎng)度200b。例如，對(duì)于長(zhǎng)度為50英寸的內(nèi)部供應(yīng)管102，內(nèi)部供應(yīng)管熱膨脹長(zhǎng)度200b可以為0.4英寸。借助于飛機(jī)EAI屏障組件101 (參見(jiàn)圖10B)的內(nèi)部供應(yīng)管
102(參見(jiàn)圖10B)和外部套管110 (參見(jiàn)圖10B)形成的滑動(dòng)接頭118 (參見(jiàn)圖8A至圖8B、圖9A至圖9B)構(gòu)造，可以適應(yīng)內(nèi)部供應(yīng)管102和外部套管110的熱膨脹。
[0132]在本發(fā)明的另一個(gè)實(shí)施方式中，提供了將飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)防結(jié)冰(EAI)屏障組件101 (參見(jiàn)圖7A、圖6A至圖6D、圖8A至圖8B、圖9A至圖9B)安裝在飛機(jī)10a(參見(jiàn)圖1)內(nèi)的方法300。圖11是本發(fā)明的方法300的流程圖。
[0133]如圖11中所示，方法300包括在例如飛機(jī)1a(參見(jiàn)圖1)的發(fā)動(dòng)機(jī)22a(參見(jiàn)圖5A)的發(fā)動(dòng)機(jī)22 (參見(jiàn)圖1)內(nèi)在前艙壁開(kāi)口 72 (參見(jiàn)圖5A)和尾艙壁開(kāi)口 86 (參見(jiàn)圖5A)之間在飛機(jī)10a(參見(jiàn)圖1)內(nèi)安裝滑配接頭子組件99 (參見(jiàn)圖3A、圖3C)的步驟302?；浣宇^子組件99 (參見(jiàn)圖3A、圖3C)包括前端103a(參見(jiàn)圖3A、圖3C)和尾端103b (參見(jiàn)圖3A、圖3C)。尾端103b (參見(jiàn)圖3A、圖3C)具有滑動(dòng)接頭118 (參見(jiàn)圖3A)。
[0134]安裝滑配接頭子組件99 (參見(jiàn)圖3A、圖3C)的步驟302優(yōu)選地包括安裝含有在外部套管110(參見(jiàn)圖3A、圖3C)內(nèi)可滑動(dòng)地接合的內(nèi)部供應(yīng)管102 (參見(jiàn)圖3A、圖3C)的滑配接頭子組件99 (參見(jiàn)圖3A、圖3C)。安裝滑配接頭子組件99 (參見(jiàn)圖3A、圖3C)的步驟302還包括通過(guò)使用由內(nèi)部供應(yīng)管102 (參見(jiàn)圖3A、圖3C)內(nèi)的尾端104b (參見(jiàn)圖3A、圖3C)和外部套管110 (參見(jiàn)圖3A、圖3C)的尾端112b (參見(jiàn)圖3A、圖3C)形成的滑動(dòng)接頭118 (參見(jiàn)圖3A)來(lái)適應(yīng)內(nèi)部供應(yīng)管102 (參見(jiàn)圖3A、圖3C)在外部套管110 (參見(jiàn)圖3A、圖3C)的尾端112b (參見(jiàn)圖3A、圖3C)的尾部方向上的熱膨脹。
[0135]安裝滑配接頭子組件99 (參見(jiàn)圖3A、圖3C)的步驟302優(yōu)選地包括安裝附接于內(nèi)部供應(yīng)管102 (參見(jiàn)圖3B)的外表面108b (參見(jiàn)圖3B)的一個(gè)或更多個(gè)支承元件120 (參見(jiàn)圖3A至圖3C、圖4A至圖4F)。如圖3A中所示，一個(gè)或更多個(gè)支承元件120優(yōu)選地被構(gòu)造成與外部套管110的內(nèi)表面116a滑動(dòng)地接合。安裝滑配接頭子組件99 (參見(jiàn)圖3A、圖3C)的步驟302還包括經(jīng)由一個(gè)或更多個(gè)支承元件120 (參見(jiàn)圖3A至圖3C、圖4A至圖4F)將負(fù)荷從內(nèi)部供應(yīng)管102 (參見(jiàn)圖3A、圖3C)傳遞到外部套管110 (參見(jiàn)圖3A、圖3C)。
[0136]如圖11中所示，方法300還包括將滑配接頭子組件99 (參見(jiàn)圖3A、圖3C)的前端103a (參見(jiàn)圖3A、圖3C)固定或附接于穿過(guò)前艙壁開(kāi)口 72 (參見(jiàn)圖5A)附接的噴嘴組件194(參見(jiàn)圖3A、圖3C)的步驟304。
[0137]如圖11中所示，方法300還包括穿過(guò)尾艙壁開(kāi)口 86 (參見(jiàn)圖5A、圖7C、圖7D)安裝并且附接屏障子組件140 (參見(jiàn)圖6A至圖6D、圖8A至圖8B、圖9A至圖9B)以形成尾艙壁82 (參見(jiàn)圖5B、圖7D)的尾側(cè)90b (參見(jiàn)圖5B、圖7D)上的尾艙壁界面88 (參見(jiàn)圖7D)的步驟306。
[0138]如圖11中所示，方法300還包括以下的步驟308:圍繞滑配接頭子組件99 (參見(jiàn)圖3A、圖3C)的尾端103b (參見(jiàn)圖7C、圖7H)，將屏障子組件140 (參見(jiàn)圖6A至圖6D、圖8A至圖8B、圖9A至圖9B)的兩個(gè)安裝墊144(參見(jiàn)圖7B、圖7C、圖7F)附接成接合式密封附接部145 (參見(jiàn)圖7C、圖7H)，以支承滑配接頭子組件99 (參見(jiàn)圖3A、圖3C)并且形成針對(duì)飛機(jī)1a(參見(jiàn)圖1)的發(fā)動(dòng)機(jī)22 (參見(jiàn)圖1)的發(fā)動(dòng)機(jī)入口 26 (參見(jiàn)圖1、圖8A至圖8B)的屏障166 (參見(jiàn)圖7C、圖7D、圖7E、圖8A至圖8B)。
[0139]如圖11中所示，方法300還包括以下的步驟310:可選地，與尾艙壁表面88 (參見(jiàn)圖8A至圖8B)相鄰地安裝并且附接蒸汽屏障子組件170 (參見(jiàn)圖6A至圖6D、圖8A至圖8B、圖9A至圖9B)。蒸汽屏障子組件170 (參見(jiàn)圖6A至圖6D、圖8A至圖8B、圖9A至圖9B)包括保護(hù)罩元件171 (參見(jiàn)圖6A至圖6D、圖8A至圖SB、圖9A至圖9B)和保護(hù)罩元件保持器172 (參見(jiàn)圖6A至圖6D、圖8A至圖8B、圖9A至圖9B)，保護(hù)罩元件171和保護(hù)罩元件保持器172被構(gòu)造成形成針對(duì)滑配接頭子組件99 (參見(jiàn)圖9A至圖9B)的蒸汽屏障173 (參見(jiàn)圖8A至圖8B、圖9A至圖9B)。
[0140]如圖11中所示，方法300還包括以下的步驟312:可選地，構(gòu)造飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)防結(jié)冰(EAI)屏障組件101 (參見(jiàn)圖6A至圖6D)，以在升至高于大約800華氏度溫度的情況下在尾端103b (參見(jiàn)圖3A、圖3C)處借助于滑動(dòng)接頭118 (參見(jiàn)圖3A、圖3C)來(lái)適應(yīng)滑配接頭子組件99 (參見(jiàn)圖3A、圖3C)的熱膨脹長(zhǎng)度200 (參見(jiàn)圖10B)。優(yōu)選地，飛機(jī)EAI屏障組件101(參見(jiàn)圖6A至圖6D)在非常高溫度應(yīng)用(諸如，優(yōu)選地大約800華氏度或更高溫度；更優(yōu)選地，大約1100華氏度或更高溫度；最優(yōu)選地，在從大約800華氏度至大約1300華氏度的范圍內(nèi))的情況下通過(guò)滑動(dòng)接頭118 (參見(jiàn)圖3A、圖3C)適應(yīng)滑配接頭子組件99 (參見(jiàn)圖3A、圖3C)的熱膨脹長(zhǎng)度200 (參見(jiàn)圖10B)。
[0141]方法300優(yōu)選地包括使用飛機(jī)10a(參見(jiàn)圖1)的發(fā)動(dòng)機(jī)22 (參見(jiàn)圖1)中的飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)100 (參見(jiàn)圖8A至圖8B)內(nèi)的飛機(jī)EAI屏障組件101 (參見(jiàn)圖8A至圖8B)為諸如發(fā)動(dòng)機(jī)22a(參見(jiàn)圖5A至圖5B)的發(fā)動(dòng)機(jī)22 (參見(jiàn)圖1)的發(fā)動(dòng)機(jī)入口 26 (參見(jiàn)圖1、圖8A至圖SB)提供防結(jié)冰保護(hù)。
[0142]方法300還包括圍繞滑配接頭子組件99 (參見(jiàn)圖3A、圖3C)的外部套管10 (參見(jiàn)圖3A、圖3C)的外表面116b (參見(jiàn)圖3A、圖3C)卷繞前部絕緣組件192 (參見(jiàn)圖6A至圖6D、圖8A至圖8B)。優(yōu)選地，前部絕緣組件192 (參見(jiàn)圖6A至圖6D)圍繞滑配接頭子組件99 (參見(jiàn)圖3A、圖3C)的外部套管110 (參見(jiàn)圖3A、圖3C)的外表面116b (參見(jiàn)圖3A、圖3C)進(jìn)行卷繞。
[0143]方法300還可以包括將尾部絕緣組件186 (參見(jiàn)圖6A至圖6D、圖8A至圖8B)連接在保護(hù)罩元件171 (參見(jiàn)圖6A至圖6D、圖8A至圖8B)和滑配接頭子組件99 (參見(jiàn)圖3A、圖3C)的尾端103b(參見(jiàn)圖3A、圖3C)之間。優(yōu)選地，尾部絕緣組件186(參見(jiàn)圖6A至圖6D、圖8A至圖8B)圍繞滑配接頭子組件99 (參見(jiàn)圖3A、圖3C)的內(nèi)部供應(yīng)管102 (參見(jiàn)圖8A至圖8B)的尾端104b (參見(jiàn)圖8A至圖SB)進(jìn)行卷繞，使得尾部絕緣組件186 (參見(jiàn)圖8A至圖8B)定位在保護(hù)罩元件171 (參見(jiàn)圖8A至圖8B)和內(nèi)部供應(yīng)管102 (參見(jiàn)圖8A至圖8B)的尾端104b (參見(jiàn)圖8A至圖8B)之間。
[0144]方法300還可以包括附接連接至尾部絕緣組件186 (參見(jiàn)圖6A至圖6D、圖8A至圖8B、圖9A至圖9B)和保護(hù)罩元件171 (參見(jiàn)圖6A至圖6D、圖8A至圖8B、圖9A至圖9B)的夾持元件190 (參見(jiàn)圖6A至圖6D、圖8A至圖8B、圖9A至圖9B)，以對(duì)著保護(hù)罩元件171保持尾部絕緣組件186。夾持元件190(參見(jiàn)圖6A至圖6D、圖8A至圖8B、圖9A至圖9B)可以包括具有扭矩緊固件的環(huán)形夾具或其它合適的夾持元件。優(yōu)選地，首先優(yōu)選地安裝尾部絕緣組件186 (參見(jiàn)圖6A至圖6D、圖8A至圖8B、圖9A至圖9B)，接著安裝保護(hù)罩元件171 (參見(jiàn)圖6A至圖6D、圖8A至圖8B、圖9A至圖9B)和保護(hù)罩元件保持器172 (參見(jiàn)圖6A至圖6D、圖8A至圖8B、圖9A至圖9B)，接著安裝夾持元件190 (參見(jiàn)圖6A至圖6D、圖8A至圖8B、圖9A至圖9B)，接著安裝前部絕緣組件192 (參見(jiàn)圖6A至圖6D、圖8A至圖8B、圖9A至圖9B)。
[0145]方法300還可以包括利用蒸汽屏障子組件170(參見(jiàn)圖9A至圖9B)的保護(hù)罩元件171 (參見(jiàn)圖9A至圖9B)檢測(cè)發(fā)生爆管的情況。在內(nèi)部供應(yīng)管102 (參見(jiàn)圖9A至圖9B)內(nèi)形成孔或開(kāi)口的位置發(fā)生爆管期間，保護(hù)罩元件171 (參見(jiàn)圖9A至圖9B)可以由于箭頭198 (參見(jiàn)圖9A至圖9B)所指示的爆管壓力變成與保護(hù)罩元件保持器172 (參見(jiàn)圖9A至圖9B)脫離。保護(hù)罩元件171(參見(jiàn)圖9A至圖9B)與保護(hù)罩元件保持器172 (參見(jiàn)圖9A至圖9B)的脫離可以用作發(fā)生爆管的指示。
[0146]相比于現(xiàn)有的EAI組件、系統(tǒng)和方法，所公開(kāi)的飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)防結(jié)冰(EAI)屏障組件
101(參見(jiàn)圖6A至圖6D)、飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)防結(jié)冰(EAI)屏障系統(tǒng)100 (參見(jiàn)圖6A至圖6D、圖8A至圖SB、圖9A至圖9B)和方法300(參見(jiàn)圖11)的實(shí)施方式提供了眾多優(yōu)點(diǎn)。所公開(kāi)的飛機(jī)EAI屏障組件101 (參見(jiàn)圖6A至圖6D)、飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)100(參見(jiàn)圖6A至圖6D、圖8A至圖8B、圖9A至圖9B)和方法300 (參見(jiàn)圖11)的實(shí)施方式通過(guò)以下方式為發(fā)動(dòng)機(jī)22 (參見(jiàn)圖1)的發(fā)動(dòng)機(jī)入口 26(參見(jiàn)圖1、圖8A至圖SB)提供防結(jié)冰保護(hù):在非常高溫度應(yīng)用(諸如，優(yōu)選地大約800華氏度或更高溫度；更優(yōu)選地，大約1100華氏度或更高溫度；最優(yōu)選地，在從大約800華氏度至大約1300華氏度的范圍內(nèi))的情況下適應(yīng)內(nèi)部供應(yīng)管102 (參見(jiàn)圖3A、圖3C)的熱膨脹并適應(yīng)外部套管110 (參見(jiàn)圖3A、圖3C)的一些熱膨脹
[0147]另外，所公開(kāi)的飛機(jī)EAI屏障組件101 (參見(jiàn)圖6A至圖6D)、飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)100 (參見(jiàn)圖6A至圖6D、圖8A至圖8B、圖9A至圖9B)和方法300 (參見(jiàn)圖11)的實(shí)施方式使內(nèi)部供應(yīng)管102 (參見(jiàn)圖3A、圖3C)和外部套管110 (參見(jiàn)圖3A、圖3C)的前端104a、112a分別優(yōu)選地直接焊接至噴嘴組件194 (參見(jiàn)圖3A、圖3C)。這優(yōu)選地導(dǎo)致前艙壁70 (參見(jiàn)圖5A至圖5B)處不需要或不使用由不能耐受升至高于800華氏度溫度的材料(例如，用于高溫應(yīng)用的硅樹(shù)脂/金屬密封件，尤其是，在非常高溫度應(yīng)用(諸如，優(yōu)選地大約800華氏度或更高溫度；更優(yōu)選地，大約1100華氏度或更高溫度；最優(yōu)選地，在從大約800華氏度至大約1300華氏度的范圍內(nèi))的情況下)制成的防泄漏密封元件。另外，這優(yōu)選地導(dǎo)致在前艙壁70 (參見(jiàn)圖5A至圖5B)處不需要或不使用價(jià)格會(huì)非常高的碳密封件。
[0148]此外，所公開(kāi)的飛機(jī)EAI屏障組件101 (參見(jiàn)圖6A至圖6D)、飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)100 (參見(jiàn)圖6A至圖6D、圖8A至圖8B、圖9A至圖9B)和方法300 (參見(jiàn)圖11)的實(shí)施方式借助一個(gè)或更多個(gè)支承元件120 (參見(jiàn)圖3A至圖3C、圖4A至圖4F)通過(guò)外部套管110 (參見(jiàn)圖3A、圖3C)提供對(duì)內(nèi)部供應(yīng)管102(參見(jiàn)圖3A、圖3C)的支承，并且通過(guò)上部安裝墊子組件142a (參見(jiàn)圖7A、圖7F)和下部安裝墊子組件142b (參見(jiàn)圖7A、圖7F)(包括屏障子組件140 (參見(jiàn)圖7A、圖7H)的兩個(gè)安裝墊144 (參見(jiàn)圖7C、圖7H))借助尾艙壁82 (參見(jiàn)圖5B)提供對(duì)外部套管110(參見(jiàn)圖3A、圖3C)的支承。這種支承特征優(yōu)選地不需要用于支承內(nèi)部供應(yīng)管102 (參見(jiàn)圖3A、圖3C)和/或外部套管110 (參見(jiàn)圖3A、圖3C)的聯(lián)結(jié)裝置或聯(lián)結(jié)機(jī)構(gòu)和/或?qū)⑦@種需要降至最小。這進(jìn)而減輕了飛機(jī)EAI屏障組件101 (參見(jiàn)圖6A至圖6D)和飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)100 (參見(jiàn)圖6A至圖6D、圖8A至圖8B、圖9A至圖9B)的總體重量。這種重量減輕進(jìn)而降低了飛機(jī)燃料消耗。
[0149]另外，所公開(kāi)的飛機(jī)EAI屏障組件101 (參見(jiàn)圖6A至圖6D)、飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)100 (參見(jiàn)圖6A、圖8、圖9)和方法300 (參見(jiàn)圖11)的實(shí)施方式提供了在尾艙壁82 (參見(jiàn)圖7C)處形成屏障166 (參見(jiàn)圖7C)的屏障子組件140 (參見(jiàn)圖7C)。通過(guò)包括在外部套管110(參見(jiàn)圖7C)的尾端112b (參見(jiàn)圖6A)處形成接合式密封附接部145(參見(jiàn)圖7C)的包括兩個(gè)安裝墊144(參見(jiàn)圖7C)的上部安裝墊子組件142a(參見(jiàn)圖7C)和下部安裝墊子組件142b(參見(jiàn)圖7C)形成屏障166 (參見(jiàn)圖7C)。在仍然提供滑動(dòng)接頭118 (參見(jiàn)圖9A)的同時(shí)保持屏障166 (參見(jiàn)圖7C)。
[0150]另外，所公開(kāi)的飛機(jī)EAI屏障組件101(參見(jiàn)圖3B、圖3A)、飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)100 (參見(jiàn)圖6A至圖6D、圖8A至圖8B、圖9A至圖9B)和方法300 (參見(jiàn)圖11)的實(shí)施方式提供了蒸汽屏障子組件170 (參見(jiàn)圖9A至圖9B)，其和與保護(hù)罩元件保持器172 (參見(jiàn)圖9A至圖9B) —起保持就位的保護(hù)罩元件171 (參見(jiàn)圖9A至圖9B)形成蒸汽屏障173 (參見(jiàn)圖9A至圖9B)。蒸汽屏障子組件170 (參見(jiàn)圖9A至圖9B)能夠耐受內(nèi)部供應(yīng)管102 (參見(jiàn)圖9A至圖9B)的熱膨脹。另外，蒸汽屏障子組件170 (參見(jiàn)圖9A至圖9B)允許借助保護(hù)罩元件171 (參見(jiàn)圖9A至圖9B)進(jìn)行爆管檢測(cè)。當(dāng)爆管發(fā)生期間保護(hù)罩元件171 (參見(jiàn)圖9A至圖9B)與保護(hù)罩元件保持器172 (參見(jiàn)圖9A至圖9B)脫離時(shí)，保護(hù)罩元件171 (參見(jiàn)圖9A至圖9B)的這種脫離用作指示已發(fā)生爆管的爆管檢測(cè)指示器197 (參見(jiàn)圖9A至圖9B)。
[0151]最后，相比于現(xiàn)有的EAI組件、系統(tǒng)和方法，所公開(kāi)的飛機(jī)EAI屏障組件101 (參見(jiàn)圖6A至圖6D)、飛機(jī)EAI屏障系統(tǒng)100(參見(jiàn)圖6A至圖6D、圖8A至圖8B、圖9A至圖9B)和方法300 (參見(jiàn)圖11)的實(shí)施方式的復(fù)雜性更小并且設(shè)計(jì)更簡(jiǎn)單，并且進(jìn)一步提供了能夠耐受例如高于大約800華氏度的較高溫度需求(具體地，在諸如優(yōu)選地大約800華氏度或更高溫度；更優(yōu)選地，大約1100華氏度或更高溫度；最優(yōu)選地，在從大約800華氏度至大約1300華氏度的范圍內(nèi)的非常高溫度應(yīng)用的情況下)的設(shè)計(jì)。
[0152]另外，本發(fā)明包括根據(jù)以下條款的實(shí)施方式:
[0153]1、一種飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)防結(jié)冰屏障組件，所述飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)防結(jié)冰屏障組件包括:
[0154]滑配接頭子組件，該滑配接頭子組件具有前端和尾端，所述前端被構(gòu)造成固定地附接于飛機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)的前艙壁，并且所述尾端具有滑動(dòng)接頭；以及
[0155]屏障子組件，該屏障子組件穿過(guò)尾艙壁進(jìn)行附接，所述屏障子組件包括兩個(gè)安裝墊，所述兩個(gè)安裝墊被構(gòu)造成圍繞所述滑配接頭子組件的所述尾端形成接合式密封附接部，以形成針對(duì)所述發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)入口的屏障。
[0156]2、根據(jù)條款I(lǐng)所述的組件，所述組件還包括被附接于所述尾艙壁并且與所述屏障子組件相鄰的蒸汽屏障子組件，所述蒸汽屏障子組件包括保護(hù)罩元件和保護(hù)罩元件保持器，所述保護(hù)罩元件和所述保護(hù)罩元件保持器被構(gòu)造成形成針對(duì)所述滑配接頭子組件的蒸汽屏障。
[0157]3、根據(jù)條款I(lǐng)所述的組件，其中，所述組件被構(gòu)造成在溫度升至高于大約800華氏度的情況下借助于所述滑動(dòng)接頭來(lái)適應(yīng)所述滑配接頭子組件的熱膨脹。
[0158]4、根據(jù)條款I(lǐng)所述的組件，其中，所述滑配接頭子組件包括以可滑動(dòng)的方式接合在外部套管內(nèi)的內(nèi)部供應(yīng)管，所述內(nèi)部供應(yīng)管和所述外部套管均具有形成所述滑動(dòng)接頭的尾端，所述滑動(dòng)接頭被構(gòu)造成適應(yīng)所述外部套管的所述尾端之后的所述內(nèi)部供應(yīng)管的熱膨脹。
[0159]5、根據(jù)條款4所述的組件，其中，所述滑動(dòng)接頭包括附接于所述內(nèi)部供應(yīng)管的外表面的一個(gè)或更多個(gè)支承元件，所述一個(gè)或更多個(gè)支承元件被構(gòu)造成與所述外部套管的內(nèi)表面滑動(dòng)地接合，并且其中，所述一個(gè)或更多個(gè)支承元件將負(fù)荷從所述內(nèi)部供應(yīng)管傳遞到所述外部套管。
[0160]6、根據(jù)條款4所述的組件，其中，所述內(nèi)部供應(yīng)管和所述外部套管均具有前端，所述前端直接附接于穿過(guò)所述前艙壁的前艙壁開(kāi)口附接的噴嘴組件。
[0161]7、根據(jù)條款6所述的組件，其中，在所述前艙壁處附接的所述內(nèi)部供應(yīng)管和所述外部套管使得能夠在所述前艙壁處不使用由不能耐受升至高于大約800華氏度溫度的材料制成的防泄漏密封元件。
[0162]8、根據(jù)條款I(lǐng)所述的組件，其中，所述屏障子組件還包括:
[0163]上部安裝墊子組件，該上部安裝墊子組件包括上部安裝墊，該上部安裝墊具有可選的、被附接的上部防磨板元件；
[0164]下部安裝墊子組件，該下部安裝墊子組件包括下部安裝墊，該下部安裝墊具有可選的、被附接的下部防磨板元件，所述下部安裝墊子組件連接至所述上部安裝墊子組件，以形成組裝好的安裝墊子組件；以及
[0165]一個(gè)或更多個(gè)屏障密封元件，這些屏障密封元件連接至所述組裝好的安裝墊子組件；
[0166]其中，所述組裝好的安裝墊子組件被構(gòu)造成將負(fù)荷從所述滑配接頭子組件傳遞到所述尾艙壁中。
[0167]9、一種飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)防結(jié)冰屏障系統(tǒng)，所述飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)防結(jié)冰屏障系統(tǒng)包括:
[0168]飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)防結(jié)結(jié)冰屏障組件，所述飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)防結(jié)冰屏障組件包括:
[0169]滑配接頭子組件，所述滑配接頭子組件包括以可滑動(dòng)的方式接合在外部套管內(nèi)的內(nèi)部供應(yīng)管，所述內(nèi)部供應(yīng)管和所述外部套管均具有前端，所述前端被構(gòu)造成固定地附接于飛機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)的前艙壁，所述內(nèi)部供應(yīng)管和所述外部套管均具有處于所述發(fā)動(dòng)機(jī)的尾艙壁處的尾端，所述尾端通過(guò)設(shè)置在所述尾端之間的一個(gè)或更多個(gè)支承元件形成滑動(dòng)接頭；
[0170]屏障子組件，該屏障子組件穿過(guò)所述尾艙壁進(jìn)行附接，所述屏障子組件包括兩個(gè)安裝墊，所述安裝墊被構(gòu)造成圍繞所述外部套管的尾端形成接合式密封附接部，以形成針對(duì)所述發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)入口的屏障；
[0171]前部絕緣組件,該前部絕緣組件圍繞所述外部套管進(jìn)行卷繞；
[0172]尾部絕緣組件，該尾部絕緣組件圍繞所述內(nèi)部供應(yīng)管的尾端進(jìn)行卷繞；以及
[0173]夾持元件,該夾持元件附接于所述尾部絕緣組件。
[0174]10、根據(jù)條款9所述的系統(tǒng)，其中，所述飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)防結(jié)冰屏障組件還包括蒸汽屏障子組件，所述蒸汽屏障子組件被附接于所述尾艙壁并且與所述屏障子組件相鄰，所述蒸汽屏障子組件包括保護(hù)罩元件和保護(hù)罩元件保持器，所述保護(hù)罩元件和保護(hù)罩元件保持器被構(gòu)造成形成針對(duì)所述滑配接頭子組件的蒸汽屏障。
[0175]11、根據(jù)條款9所述的系統(tǒng)，其中，所述飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)防結(jié)冰屏障組件被構(gòu)造成在溫度升至高于大約800華氏度的情況下借助于所述滑動(dòng)接頭來(lái)適應(yīng)所述滑配接頭子組件的熱膨脹。
[0176]12、根據(jù)條款9所述的系統(tǒng)，其中，所述內(nèi)部供應(yīng)管和所述外部套管中的每個(gè)的前端被直接附接于穿過(guò)所述前艙壁的前艙壁開(kāi)口附接的噴嘴組件，這導(dǎo)致能夠在所述前艙壁不需要使用不能耐受升至高于大約800華氏度溫度的材料制成的防泄漏密封元件。
[0177]13、根據(jù)條款9所述的系統(tǒng)，其中，所述屏障子組件還包括:
[0178]上部安裝墊子組件，該上部安裝墊子組件包括上部安裝墊，該上部安裝墊具有可選的、被附接的上部防磨板元件；
[0179]下部安裝墊子組件，該下部安裝墊子組件包括下部安裝墊，該下部安裝墊具有可選的、被附接的下部防磨板元件，所述下部安裝墊子組件連接至所述上部安裝墊子組件，以形成組裝好的安裝墊子組件；以及
[0180]一個(gè)或更多個(gè)屏障密封元件，這些屏障密封元件連接至所述組裝好的安裝墊子組件；
[0181]其中，所述組裝好的安裝墊子組件被構(gòu)造成將負(fù)荷從所述滑配接頭子組件傳遞到所述尾艙壁中。
[0182]14、一種在飛機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)安裝飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)防結(jié)冰屏障組件的方法，所述方法包括:
[0183]在所述飛機(jī)的所述發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)的前艙壁開(kāi)口和尾艙壁開(kāi)口之間安裝滑配接頭子組件，所述滑配接頭子組件包括前端和尾端，所述尾端具有滑動(dòng)接頭；
[0184]將所述滑配接頭子組件的所述前端固定于穿過(guò)所述前艙壁開(kāi)口附接的噴嘴組件；
[0185]穿過(guò)所述尾艙壁開(kāi)口安裝并且附接屏障子組件，以形成所述尾艙壁的尾側(cè)上的尾艙壁界面；以及
[0186]圍繞所述滑配接頭子組件的所述尾端，將所述屏障子組件的兩個(gè)安裝墊附接成接合式密封附接部，以形成針對(duì)所述發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)入口的屏障。
[0187]15、根據(jù)條款14所述的方法，所述方法還包括:與所述尾艙壁界面相鄰地安裝并且附接蒸汽屏障子組件，所述蒸汽屏障子組件包括保護(hù)罩元件和保護(hù)罩元件保持器，所述保護(hù)罩元件和所述保護(hù)罩元件保持器被構(gòu)造成形成針對(duì)所述滑配接頭子組件的蒸汽屏障。
[0188]16、根據(jù)條款15所述的方法，所述方法還包括:用所述蒸汽屏障子組件的所述保護(hù)罩元件檢測(cè)爆管的發(fā)生，其中，當(dāng)在爆管發(fā)生期間所述保護(hù)罩元件與所述保護(hù)罩元件保持器脫離時(shí)，所述保護(hù)罩元件的脫離指示發(fā)生了爆管。
[0189]17、根據(jù)條款14所述的方法，所述方法還包括:將所述飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)防結(jié)冰屏障組件構(gòu)造成在溫度升至高于大約800華氏度的情況下借助于所述滑動(dòng)接頭來(lái)適應(yīng)所述滑配接頭子組件的熱膨脹。
[0190]18、根據(jù)條款14所述的方法，其中，安裝所述滑配接頭子組件包括:安裝被附接于所述內(nèi)部供應(yīng)管的外表面的一個(gè)或更多個(gè)支承元件，所述一個(gè)或更多個(gè)支承元件被構(gòu)造成與外部套管的內(nèi)表面滑動(dòng)地接合，并且通過(guò)所述一個(gè)或更多個(gè)支承元件將負(fù)荷從所述內(nèi)部供應(yīng)管傳遞到所述外部套管。
[0191]19、根據(jù)條款14所述的方法，所述方法還包括:在所述飛機(jī)的所述發(fā)動(dòng)機(jī)的飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)防結(jié)冰屏障系統(tǒng)內(nèi)使用所述飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)防結(jié)冰屏障組件，以為所述發(fā)動(dòng)機(jī)的所述發(fā)動(dòng)機(jī)入口提供防結(jié)冰保護(hù)。
[0192]20、根據(jù)條款14所述的方法，所述方法還包括:圍繞所述滑配接頭子組件子組件的外表面卷繞前部絕緣組件，將尾部絕緣組件連接至所述滑配接頭子組件的所述尾端，以及將夾持元件附接于所述尾部絕緣組件。
[0193]得益于在之前的描述和相關(guān)附圖中給出的教導(dǎo)，本公開(kāi)所屬領(lǐng)域的技術(shù)人員將想到本公開(kāi)的許多修改形式和其它實(shí)施方式。本文中所述的實(shí)施方式意在是示例性的并且不旨在是限制性或排他性的。盡管本文中采用了特定的術(shù)語(yǔ)，但它們只是以一般和描述性含義使用的并且不是進(jìn)行限制的目的。
【權(quán)利要求】
1.一種飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)防結(jié)冰屏障組件，所述飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)防結(jié)冰屏障組件包括: 滑配接頭子組件(99)，該滑配接頭子組件具有前端和尾端，所述前端被構(gòu)造成固定地附接于飛機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)(22)的前艙壁，并且所述尾端具有滑動(dòng)接頭(118);以及 屏障子組件(140)，該屏障子組件穿過(guò)尾艙壁進(jìn)行附接，所述屏障子組件包括兩個(gè)安裝墊(144)，所述兩個(gè)安裝墊被構(gòu)造成圍繞所述滑配接頭子組件的所述尾端形成接合式密封附接部，以形成針對(duì)所述發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)入口(26)的屏障(166)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的組件，所述組件還包括被附接于所述尾艙壁并且與所述屏障子組件(140)相鄰的蒸汽屏障子組件(170)，所述蒸汽屏障子組件包括保護(hù)罩元件(171)和保護(hù)罩元件保持器(172)，所述保護(hù)罩元件和所述保護(hù)罩元件保持器被構(gòu)造成形成針對(duì)所述滑配接頭子組件(99)的蒸汽屏障(173)。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的組件，其中，所述組件被構(gòu)造成在溫度升至高于大約800華氏度的情況下借助于所述滑動(dòng)接頭(118)來(lái)適應(yīng)所述滑配接頭子組件(99)的熱膨脹。
4.根據(jù)權(quán)利要求1至3中的任一項(xiàng)所述的組件，其中，所述滑配接頭子組件(99)包括以可滑動(dòng)的方式接合在外部套管(110)內(nèi)的內(nèi)部供應(yīng)管(102)，所述內(nèi)部供應(yīng)管和所述外部套管均具有形成所述滑動(dòng)接頭(118)的尾端，所述滑動(dòng)接頭(118)被構(gòu)造成適應(yīng)所述外部套管的所述尾端之后的所述內(nèi)部供應(yīng)管的熱膨脹。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的組件，其中，所述滑動(dòng)接頭(118)包括附接于所述內(nèi)部供應(yīng)管(102)的外表面(108b)的一個(gè)或更多個(gè)支承元件(120)，所述一個(gè)或更多個(gè)支承元件被構(gòu)造成與所述外部套管(110)的內(nèi)表面(116a)滑動(dòng)地接合，并且其中，所述一個(gè)或更多個(gè)支承元件將負(fù)荷從所述內(nèi)部供應(yīng)管傳遞到所述外部套管。
6.根據(jù)權(quán)利要求4所述的組件，其中，所述內(nèi)部供應(yīng)管(102)和所述外部套管(110)均具有前端，所述前端直接附接于穿過(guò)所述前艙壁的前艙壁開(kāi)口附接的噴嘴組件(194)。
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的組件，其中，在所述前艙壁處附接的所述內(nèi)部供應(yīng)管(102)和所述外部套管(110)使得能夠在所述前艙壁處不使用由不能耐受升至高于大約800華氏度溫度的材料制成的防泄漏密封元件。
8.根據(jù)權(quán)利要求1至3中的任一項(xiàng)所述的組件，其中，所述屏障子組件還包括: 上部安裝墊子組件(142a)，該上部安裝墊子組件包括上部安裝墊(144a)，該上部安裝墊具有可選的、被附接的上部防磨板元件(152a)； 下部安裝墊子組件(142b)，該下部安裝墊子組件包括下部安裝墊(144b)，該下部安裝墊具有可選的、被附接的下部防磨板元件(152b)，所述下部安裝墊子組件連接至所述上部安裝墊子組件，以形成組裝好的安裝墊子組件(164);以及 一個(gè)或更多個(gè)屏障密封元件(160a、160b)，這些屏障密封元件連接至所述組裝好的安裝墊子組件； 其中，所述組裝好的安裝墊子組件被構(gòu)造成將負(fù)荷從所述滑配接頭子組件(99)傳遞到所述尾艙壁中。
9.一種在飛機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)(22)內(nèi)安裝飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)防結(jié)冰屏障組件的方法，所述方法包括: 在所述飛機(jī)的所述發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)的前艙壁開(kāi)口和尾艙壁開(kāi)口之間安裝滑配接頭子組件(99)，所述滑配接頭子組件包括前端和尾端，所述尾端具有滑動(dòng)接頭(118)； 將所述滑配接頭子組件的所述前端固定于穿過(guò)所述前艙壁開(kāi)口附接的噴嘴組件(194)； 穿過(guò)所述尾艙壁開(kāi)口安裝并且附接屏障子組件(140)，以形成所述尾艙壁的尾側(cè)上的尾艙壁界面；以及 圍繞所述滑配接頭子組件的所述尾端，將所述屏障子組件的兩個(gè)安裝墊附接成接合式密封附接部，以形成針對(duì)所述發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)入口(26)的屏障(166)。
10.根據(jù)權(quán)利要求9所述的方法，所述方法還包括:與所述尾艙壁界面相鄰地安裝并且附接蒸汽屏障子組件(170)，所述蒸汽屏障子組件包括保護(hù)罩元件(171)和保護(hù)罩元件保持器(172)，所述保護(hù)罩元件和所述保護(hù)罩元件保持器被構(gòu)造成形成針對(duì)所述滑配接頭子組件(99)的蒸汽屏障(173)。
11.根據(jù)權(quán)利要求10所述的方法，所述方法還包括:用所述蒸汽屏障子組件(170)的所述保護(hù)罩元件(171)檢測(cè)爆管的發(fā)生，其中，當(dāng)在爆管發(fā)生期間所述保護(hù)罩元件與所述保護(hù)罩元件保持器(172)脫離時(shí)，所述保護(hù)罩元件的脫離指示發(fā)生了爆管。
12.根據(jù)權(quán)利要求9所述的方法，所述方法還包括:將所述飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)防結(jié)冰屏障組件構(gòu)造成在溫度升至高于大約800華氏度的情況下借助于所述滑動(dòng)接頭(118)來(lái)適應(yīng)所述滑配接頭子組件(99)的熱膨脹。
13.根據(jù)權(quán)利要求9至12中的任一項(xiàng)所述的方法，其中，安裝所述滑配接頭子組件(99)包括:安裝被附接于所述內(nèi)部供應(yīng)管(102)的外表面的一個(gè)或更多個(gè)支承元件(120)，所述一個(gè)或更多個(gè)支承元件被構(gòu)造成與外部套管(110)的內(nèi)表面(116a)滑動(dòng)地接合，并且通過(guò)所述一個(gè)或更多個(gè)支承元件將負(fù)荷從所述內(nèi)部供應(yīng)管傳遞到所述外部套管。
14.根據(jù)權(quán)利要求9至12中的任一項(xiàng)所述的方法，所述方法還包括:在所述飛機(jī)的所述發(fā)動(dòng)機(jī)(22)的飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)防結(jié)冰屏障系統(tǒng)(100)內(nèi)使用所述飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)防結(jié)冰屏障組件，以為所述發(fā)動(dòng)機(jī)的所述發(fā)動(dòng)機(jī)入口(26)提供防結(jié)冰保護(hù)。
15.根據(jù)權(quán)利要求9至12中的任一項(xiàng)所述的方法，所述方法還包括:圍繞所述滑配接頭子組件子組件(99)的外表面卷繞前部絕緣組件(192)，將尾部絕緣組件(186)連接至所述滑配接頭子組件的所述尾端，以及將夾持元件(190)附接于所述尾部絕緣組件。
【文檔編號(hào)】B64D15/00GK104417758SQ201410371352
【公開(kāi)日】2015年3月18日 申請(qǐng)日期:2014年7月30日 優(yōu)先權(quán)日:2013年8月21日
【發(fā)明者】H·K·特利恩, S·W·沃格爾, R·T·布雷斯特, J·W·莫爾丁 申請(qǐng)人:波音公司