專利名稱：通風進氣裝置的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及一種通風進氣裝置，包括一有一通風口的輸氣管，用來對交通工具如飛機中至少一個受限區(qū)進行通風。
眾所周知，航空領域廣泛使用這類通風進氣裝置對具有熱敏感設備和/或其周圍有危險易燃易爆物的一區(qū)域進行換氣，為防止設備失靈或起火和爆炸必需確保該區(qū)域的連續(xù)通風。
特別是，飛機噴氣發(fā)動機的發(fā)動機艙與風扇和壓縮機的外殼之間環(huán)形受限區(qū)中設置有許多機械和/或電裝置。這些通常固定在該外殼上從而位于該受限區(qū)中的裝置，例如發(fā)動機全權限數(shù)字控制機構(gòu)、齒輪箱、發(fā)動機油箱、流體部件等用從通風口流入該裝置后流經(jīng)發(fā)動機艙中的輸氣管后在流出輸氣管時在受限區(qū)擴散的外部空氣通風。這些裝置如同從該空間散發(fā)的油或其它蒸汽那樣由由輸氣管擴散的外部新鮮空氣通風，從而確保這些裝置正常運轉(zhuǎn)。
為滿足當前對該受限區(qū)單位時間換氣率的強制性要求，該裝置的輸氣管須有一定橫截面，使得足夠數(shù)量的空氣在輸氣管中流通，在輸氣管出口處確保該含有要通風的裝置的受限區(qū)得到換氣。
但是公知的進氣裝置對要冷卻的裝置和要排出的蒸汽的通風效果并非最佳。
實際上，在這些進氣裝置中，盡管飛機在滑行、起飛或待飛、從而處于低速狀態(tài)時從上游通風口流入該裝置的具有一定橫截面的輸氣管后從輸氣管下游流出的外部空氣足以對這些裝置進行適當通風，但另一方面，當飛機在最高飛行速度和高度下巡航時，從該進氣裝置的輸氣管出口流向要通風的該區(qū)的空氣數(shù)量或流率太大。這意味著，這些裝置受到過度冷卻，由于在巡航高度下外部空氣的溫度非常低，因此這種情況尤烈，從而可導致這些裝置的運轉(zhuǎn)失靈。此外，測量表明，飛機巡航時，經(jīng)進氣裝置的輸氣管在該受限區(qū)中流通的空氣的換氣量是所需的兩倍，從而特別是發(fā)動機全權限數(shù)字控制機構(gòu)受到過度冷卻，造成其無法正常工作。
本發(fā)明的目的是克服這些缺點，涉及一種進氣裝置，其設計可確保噴氣發(fā)動機上方區(qū)域之類受限區(qū)的通風最佳-但該區(qū)也可是飛機的點火區(qū)或中央?yún)^(qū)(機身腹部整流帶)，或者一般地，交通工具中需要換氣的多多少少封閉和熱敏感的任何區(qū)域。
為此，該通風進氣裝置包括至少一個有一通風口的輸氣管，該進氣裝置用從上游所述通風口流入所述輸氣管后從輸氣管下游流向飛機中至少一個受限區(qū)的新鮮空氣對要通風的所述受限區(qū)進行通風，所述進氣裝置包括可使所述輸氣管的橫截面變動的可控阻塞裝置，按照本發(fā)明，其特征在于，所述可控阻塞裝置包括至少一個在一流體控制機構(gòu)的作用下可彈性變形的膜片，使得所述輸氣管的橫截面按照所述飛機的飛行速度和高度變動。
因此，在本發(fā)明下，按照飛機的飛行狀態(tài)，進氣裝置的輸氣管的橫截面可由可變形阻塞裝置變動，流入受限區(qū)的空氣流率可修正，從而有關裝置的通風最佳。
例如，飛機巡航(最大飛行速度和高度)時，進氣裝置的輸氣管的橫截面在可變形阻塞裝置的作用下減小而對這些裝置進行適度通風，從而防止這些裝置過度冷卻。但是，飛機滑行或起飛(低速)時，輸氣管的橫截面由于不受所述可變形阻塞裝置的阻擋而達最大值，從而空氣流通量最大，位于受限區(qū)中的裝置得到正確通風。
因此，在本發(fā)明下，通風進氣裝置的進氣量隨飛行狀態(tài)而變，使得由通風對飛機性能的負效應最小。
此外，該阻塞裝置的實施簡單，隨著輸氣管中該膜片隨體積而變的變形，輸氣管的橫截面即可變動。
例如，所述膜片裝在一支撐件上，所述膜片與該支撐件一起界定一可變內(nèi)部體積，所述膜片還固定地加到一限定所述輸氣管的側(cè)壁上。
最好是，所述輸氣管的橫截面呈由成對相對側(cè)壁限定的長方形，所述輸氣管的長側(cè)壁之一包括所述可變形阻塞裝置，該可變形阻塞裝置在所述橫截面最大時不阻塞所述輸氣管，在所述橫截面最小時阻塞所述輸氣管的一部分。
所述流體控制機構(gòu)可包括一用一管子與該可變形阻塞裝置連接的可控加壓流體源。但是，在所述流體控制機構(gòu)為自動的一特別優(yōu)選的實施例中，所述流體控制機構(gòu)把它在其中移動的流體的總壓力(或發(fā)動機停車壓力)加到所述飛機上。此時，所述流體控制機構(gòu)包括一連接管，該連接管的上游端接受所述總壓力，其下游端與所述可變形阻塞裝置連通，從而直接、獨立、自動和可靠地控制該膜片的膨脹。
所述連接管的上游端可在與輸氣管連通的所述通風口的進氣端接受所述總壓力，而所述連接管的所述下游端密封地穿過所述膜片中一連通孔。
可在軸向上引導所述膜片的彈性變形，所述連接管用作所述膜片的引導件而垂直插入所述膜片中央。因此，膜片的變形對稱、均勻。
最好是，所述可彈性變形的膜片比方說呈圓形或四邊形、長方形。
此外，該進氣裝置可包括一位于通風口上、至少局部蓋住所述可變形阻塞裝置的保護件。
可從附圖更好理解本發(fā)明的實施方式。在這些附圖中，相同部件用同一標號表示。


圖1為具有本發(fā)明通風進氣裝置A的一噴氣發(fā)動機的艙的局部剖面圖；圖2為沿圖1中II-II線剖取的所述噴氣發(fā)動機艙的局部剖面圖，示出要通風的各種裝置；圖3為圖1進氣裝置通風進氣最大時的放大縱向剖面圖；圖4和5分別為圖3中進氣裝置的沿IV-IV線剖取的剖面圖和箭頭F方向上的視圖；圖6同圖3，但通風進氣最??；圖7為沿圖6中VII-VII線剖取的該進氣裝置的剖面圖；圖8為所述進氣裝置一實施例的放大縱向剖面圖；圖9和10分別為圖8進氣裝置的沿IX-IX線剖取的剖面圖和箭頭G方向上的視圖；圖11為所述進氣裝置另一實施例的放大縱向剖面圖；圖12為沿圖11中XII-XII線剖取的該進氣裝置的剖面圖；圖13示出裝有一保護件的圖11所示進氣裝置；圖14為所述進氣裝置另一實施例的放大縱向剖面圖；以及圖15為沿圖14中XV-XV線剖取的該進氣裝置的剖面圖。
由圖1中長方形A表示的本發(fā)明通風進氣裝置1有一飛機發(fā)動機3如噴氣發(fā)動機的艙2。如圖1所示，艙2通常包括一向發(fā)動機饋送空氣的進氣前部4、一圍繞發(fā)動機的風扇8和壓縮機的外殼7的中央部5和一圍繞燃燒室和透平的后部6，噴嘴9的外殼及其錐體從該后部伸出。
風扇和壓縮機的外殼7上即在艙2與發(fā)動機3的外殼7之間的環(huán)形受限空間或區(qū)域11中裝有各種機械和/或電裝置或設備件10。圖2例示出位于該區(qū)11中的某些裝置即發(fā)動機全授權數(shù)字控制機構(gòu)10A、齒輪箱10B和發(fā)動機油箱10C。
位于艙2前部4頂上的通風進氣裝置1確保該受限區(qū)11的換氣而把裝置10保持在合適溫度下，使得它們能正常工作，為此，該進氣裝置包括前部4結(jié)構(gòu)壁上一連通外部空氣與受限區(qū)的輸氣管12。為此，輸氣管12的上游有一通風口14，下游有一與所述空間連接、通入艙的中央部5的擴散器15。
為使通風最佳，輸氣管12相對艙的前部4的外表面向發(fā)動機縱向軸線稍稍傾斜，以把外部新鮮空氣最佳地引入輸氣管中后經(jīng)一對擴散器15如圖2中箭頭f所示排出到環(huán)形受限空間11的兩邊上。
圖3所示進氣裝置1的輸氣管12的總輪廓稍稍呈錐形，即在其切向通風口14之后收斂后稍稍向擴散器15發(fā)散，由側(cè)壁16限定的其橫截面在該例中如圖4特別所示呈長方形。
為使輸氣管12的橫截面可調(diào)節(jié)，通風進氣裝置1包括用流體控制機構(gòu)18可變形的阻塞裝置17。通過變動該橫截面，流向受限區(qū)11的通風空氣的數(shù)量或流率可按照飛機的飛行速度和高度減少或增加。
在圖3-5所示例示性實施例中，可變形阻塞裝置17為一其周邊20裝在一盤形剛性支撐件21的環(huán)形邊緣平面部22上的圓形可彈性變形膜片19，該支撐件與該膜片之間形成一內(nèi)部體積23。盤形支撐件21及其膜片19從而用連接件24如螺絲固定在輸氣管底壁16A上一與輸氣管頂壁16D與通風口14的對應圓邊16E之間的連接部大致在一直線上的圓孔16C的對應環(huán)形邊緣部16B上。錐形輪廓的輸氣管12的橫截面在此部位上較小。
這些可變形阻塞裝置17的流體控制機構(gòu)18在該實施例中為一用長方形表示、用一管子26之類與盤形剛性支撐件21中央的一連通孔27連接的可控加壓流體源25。
在圖3-5中，膜片19處于與輸氣管底壁16A齊平的非受壓位置，從而輸氣管12的橫截面最大，流向其上有裝置10的要通風的區(qū)域11的空氣流率最大。在飛機速度低、特別是滑行、起飛時特別要求膜片19取這一位置。從而確保受限區(qū)的換氣為單位時間若干次。
在圖6和7中，在加壓源25的作用下，氣體之類的流體經(jīng)管子26流入裝置17的內(nèi)部體積23中，造成可彈性變形膜片19膨脹。膜片19呈半球形直到其頂點接觸輸氣管頂壁16I。從圖7特別可見，在該膨脹位置，輸氣管12的供外部空氣從通風口14流入的長方形橫截面減小，此時，該橫截面較之圖4由膨脹膜片減小到其最小值。因此，流過輸氣管12的空氣數(shù)量減少到其最小值，即擴散入受限區(qū)11中的通風空氣流率減小，從而由于膜片的膨脹，在飛機巡航即在很高高度高速飛行時防止有關設備10過度冷卻。
當然，可在最大值與最小值之間調(diào)節(jié)在受限區(qū)11中擴散的空氣流率，為此變動阻塞裝置的膜片19的膨脹程度、從而變動所述輸氣管12的橫截面。
圖8-10所示進氣裝置1的阻塞裝置17的實施例的不同之處在于剛性支撐件21和可彈性變形膜片19呈長方形。因此，支撐件21呈平底31長方形盤30，而膜片裝在支撐件對應平面周邊部22上，與支撐件界定可變內(nèi)部體積23。由支撐件21和膜片19構(gòu)成的組件用螺絲24固定在輸氣管的底壁16A上，輸氣管的橫截面仍呈長方形，位置同前。支撐件21平底31上的一連通孔27供內(nèi)部體積23經(jīng)管子26與加壓流體源25連通。
可變形阻塞裝置17用長方形膜片19變動輸氣管12通風橫截面的工作情況當然與圖3-7所示實施例相同。圖8和9用點劃線示出膜片19膨脹位置。
在圖11和12所示進氣裝置1的一優(yōu)選實施例中，阻塞裝置17同上，包括一平底31長方形支撐件21(或盤30)和一可彈性變形膜片19，由支撐件21和膜片19構(gòu)成的組件在長方形橫截面輸氣管12中的位置同上。但是，作用在膜片上的流體控制機構(gòu)18把它在其中移動的流體的總壓力施加在飛機上，它不再是加壓流體源25，而是全壓管那樣的一連接管32，其上游端33與外部空氣直接接觸，其下游端34與支撐件-膜片組件的內(nèi)部體積23連通。
確切說，管子32在壁16A與16D之間橫跨輸氣管，其上游端33位于輸氣管的限定通風口14一部分、構(gòu)成進氣裝置1前邊的頂部圓邊16E中的空間16F中。最好是，頂邊16E的壁中有至少一個總壓力通風口16H使得管子的上游端33與外部環(huán)境(空氣)連通，管子的下游端34密封地穿過膜片19上的一孔35與內(nèi)部體積23連通。
因此，應該看到，可彈性變形膜片19按照壓力通風口16H上的總壓力經(jīng)管子32和阻塞裝置17的內(nèi)部體積23自動膨脹。因此輸氣管的橫截面實現(xiàn)自動、獨立調(diào)節(jié)。例如，飛機低速飛行(起飛或滑行)時，管子32中的總壓力低，從而膜片19很少或根本不膨脹，進氣裝置1輸氣管12的通風橫截面也就為其最大值或接近最大值，受限區(qū)11中的裝置10的通風合適。
但是，飛機以接近最高速度巡航時，通風口16H、管子32、內(nèi)部體積23中的總壓力高，使得膜片19在輸氣管12中膨脹，同時輸氣管通風橫截面減小。因此在受限區(qū)11中擴散的空氣的流率減小，在確?？山邮艿耐L的同時防止裝置10過度冷卻。
圖13所示通風進氣裝置1包括一保護阻塞裝置17的可彈性變形膜片19的部件36。該部件36只是一從通風口14的圓形底邊16G伸到至少是膜片中央、寬度等于輸氣管寬度的柔性薄板37。該柔性板的上游端38用螺絲40鉸接在圓形底邊16G上，而其下游端39為自由端，靠彈性抵靠在膜片上。因此，板37保護膜片19不受進入輸氣管的外物的影響，使得流入輸氣管12的氣流最佳，在其自身彈性作用下，管子中無壓力時使得膜片返回收縮位置。
在圖11-13中，所示管子32橫跨輸氣管12。當然，必要時，如要求管子32在所述輸氣管12中不擋住冷卻空氣的流通，則管子32可繞開所述輸氣管。
但是，在圖14和15所示所述進氣裝置1的實施例中，把穿過所述輸氣管12的管子32在可彈性變形膜片19在膨脹與收縮狀態(tài)之間來回變動時用作該膜片的引導件。
為此，連接管32與膜片19垂直，其下游端34與膜片中心連接，經(jīng)膜片上的一孔35與內(nèi)部體積23連通。一中間軸承41連接管子的下游端34與膜片19。管子的上游端33位于限定輸氣管的圓形頂邊16E的壁中。因此，彈性膜片19膨脹和收縮時其形狀大致保持對稱、均勻。
輸氣管12橫截面按照飛機飛行速度和高度變動對受限區(qū)11進行換氣的情況當然與圖11和12所述實施例相同。
權利要求
1.一種通風進氣裝置(1)，包括至少一個有一通風口(14)的輸氣管(12)，該進氣裝置用從上游穿過所述通風口流入所述輸氣管并從輸氣管下游流向要通風的所述受限區(qū)方向的新鮮空氣對飛機中至少一個受限區(qū)(11)進行通風，所述進氣裝置包括使所述輸氣管的橫截面變動的可控阻塞裝置，其特征在于，所述可控阻塞裝置包括至少一個在一流體控制機構(gòu)(18)的作用下可彈性變形的膜片(19)，使得所述輸氣管的橫截面按照所述飛機的飛行速度和高度變動。
2.按權利要求1所述的裝置，其特征在于，所述流體控制機構(gòu)(18)包括一可控加壓流體源(25)。
3.按權利要求1所述的裝置，其特征在于，所述流體控制機構(gòu)(18)把空氣總壓力加到所述飛機上。
4.按權利要求3所述的裝置，其特征在于，所述流體控制機構(gòu)(18)包括一連接管(32)，該連接管的上游端(33)接受所述總壓力，其下游端(34)與所述膜片連通。
5.按權利要求4所述的裝置，其特征在于，所述連接管(32)的上游端(33)在與輸氣管連通的所述通風口(14)的進氣端(16E)處接受所述總壓力，而所述連接管的所述下游端(34)密封地穿過所述膜片中一連通孔(35)。
6.按權利要求1-5之一所述的裝置，其特征在于，所述膜片(19)裝在一支撐件(21)上，所述膜片與該支撐件一起界定一可變內(nèi)部體積(23)，所述支撐件還固定地插入到一限定所述輸氣管(12)的側(cè)壁(16)上。
7.按權利要求1-6之一所述的裝置，其特征在于，所述輸氣管(12)的橫截面呈由兩兩相對側(cè)壁(16)限定的長方形，所述輸氣管的長側(cè)壁之一包括所述可彈性變形膜片(19)，該膜片在所述橫截面最大時不阻塞所述輸氣管，在所述橫截面最小時阻塞所述輸氣管的一部分。
8.按權利要求4或5所述的裝置，其特征在于，在軸向上引導所述膜片(19)的彈性變形；所述連接管(32)用作所述膜片的引導件并且垂直插入所述膜片中央。
9.按權利要求1-8之一所述的裝置，其特征在于，所述可彈性變形的膜片呈圓形或四邊形。
10.按權利要求1-9之一所述的裝置，其特征在于，該進氣裝置還包括一至少局部蓋住所述可彈性變形膜片(19)的保護件(36)。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種通風進氣裝置(1)，包括至少一個有一通風口(14)的輸氣管(12)，該裝置用從上游所述通風口流入所述輸氣管后從輸氣管下游流向飛機中至少一個受限區(qū)(11)的新鮮空氣對要通風的所述受限區(qū)進行通風。本發(fā)明的特征在于，輸氣管(12)的橫截面可按照所述飛機的飛行速度和高度調(diào)節(jié)，因此該進氣裝置包括一在一流體控制機構(gòu)(18)的作用下可彈性變形、使得所述輸氣管橫截面變動的膜片(19)。
文檔編號F02C7/042GK101084367SQ200580043608
公開日2007年12月5日 申請日期2005年12月12日 優(yōu)先權日2004年12月20日
發(fā)明者A·波特, D·普拉特 申請人:法國空中巴士公司