双密封装置 |
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| 申请号 | CN200880102596.9 | 申请日 | 2008-08-08 | 公开(公告)号 | CN101784822B | 公开(公告)日 | 2013-04-03 |
| 申请人 | 埃尔塞乐公司; JPR公司; | 发明人 | 塞尔日·布奈尔; | ||||
| 摘要 | 本 发明 涉及一种被设计成置于一 飞行器 推进部件的一发动 机舱 元件和一 涡轮 喷气机的一元件之间的密封装置(1)。根据本发明，所述密封装置(1)由至少两个并列的管状部分(2)构成，所述两个管状部分(2)各具有一包括一支承平面(4)、一与所要密封的元件 接触 的凸接触面(6)，和两个将所述凸接触面(6)与所述支承平面(4)连接的凹侧面(5)的四 角 截面，所述两个管状部分(2)由披覆有一合成材质的针织物形成。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种被设计成被置于飞行器的一推进部件的一发动机舱元件和一涡轮喷气机的一元件之间的密封装置(1)，其特征在于，所述密封装置(1)包含至少两个并列的管状部分(2)，所述管状部分(2)各具有一包括一支承平面(4)、一与所要密封的元件接触的凸接触面(6)和两个将所述凸接触面(6)连接至所述支承平面(4)的凹侧面(5)的四角截面，所述管状部分(2)由披覆有一合成材质的针织物形成。 |
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| 说明书全文 | 双密封装置技术领域背景技术[0003] 以范例方式在图2中所示的发动机舱通常具有一管状结构，所述管状结构包含[0004] (i)一进气系统20，在涡轮喷气机30前方， [0009] 飞行器的每个推进部件因此由发动机舱和涡轮喷气机形成，并且通过附连于所述涡轮喷气机或发动机舱的挂架或支柱而挂在飞行器的一固定结构上，例如在一机翼下或机身上。 [0010] 发动机舱外部结构的后部通常由两个实质上半圆柱形的整流罩51形成，各在发动机舱的一纵向垂直对称平面的一侧上，而且被可活动地安装以使其能够在一工作位置与一维修位置之间展开，以允许接近所述涡轮喷气机。 [0012] 在6点钟位置，所述涡轮喷气机具有一件偏置设备；其是一辅助机匣，其包含一起动机、一燃油泵和一液压泵。一传动轴将所述起动机连接至所述涡轮喷气机，且各种管路，特别是燃油管路和承压流体管路呈放射状安排，以从所述辅助机匣供应所述涡轮喷气机。 [0013] 由于存在燃油，发动机舱中提供辅助机匣与涡轮喷气机之间连接的区域必须被限制，使得任何可能因为燃油泄漏而产生的燃火不蔓延到所述推进部件的其余部分。 [0014] 耐火密封装置通常由一种硅胶组成，所述硅胶赋予所述密封装置弹性，它被提供耐火性的玻璃或碳织物加固。耐火性主要通过所述玻璃或碳织物获得，它们的组织又密又紧。另一方面，这种类型的密封装置极硬，且不能紧抱住一不规则支承面。特别地，这种类型的密封装置不适于具有小半径的曲线区域。现在，发动机舱是具有特别不规则内部轮廓的复杂组件。 [0015] 除组成一防火屏障之外，一密封装置还必须在发动机舱与涡轮喷气机之间产生一密封屏障，这就是说其必须永久维系这两个元件之间的接触。现在，在一飞行器推进部件中，所述发动机舱可能具有大尺寸，因此，在其运转期间，在发动机舱与涡轮喷气机之间产生的相对运动可能是大幅度的。 发明内容[0016] 本发明的一个目的在于改进置于发动机舱的一元件与涡轮喷气机的一元件之间的密封装置的密封性和耐火性。 [0017] 本发明的主题实质上是被设计成置于飞行器一推进部件的一发动机舱元件与涡轮喷气机的一元件之间的一密封装置；这个密封装置包含至少两个平行的管状部分，各具有一包括一支承平面、一与所要密封的元件接触的凸接触面和两个将凸接触面连接至支承平面的凹侧面的四角截面，所述管状部分由一披覆有弹性合成材质的针织物形成。 [0018] 因此，根据本发明的密封装置具有值得注意的耐火性，结合了缩减总尺寸和大的压缩能力。 [0019] 就耐火性而言，所述根据本发明的密封装置建立一双屏障。如果出现燃火，所述密封装置通过以其中一个管状部分耗散火焰的部分能量来维持其限制能力，此管状部分可能部分或完全被消耗，而第二管状部分维持完好。 [0020] 就可挠性而言，根据本发明的密封装置1通过其针织物可紧抱住一具有小半径角度的曲径，所述针织物在所有方向都具有高度伸长率。 [0021] 就处于压缩阶段的总尺寸而言，根据本发明的密封装置具有极有利的性能，因为所述凹侧面向各管状部分的内部弯曲。所述侧面的凹进在一方面可以使密封装置被置放在尺寸减小的地方，另一方面，并置两个管状部分，可各自被压缩，而不会横向干扰。 [0022] 根据本发明的一优选安排，所述管状部分在它们的支承平面通过一底部相接合。因此，所述密封装置构成一总成，所述总成可在一发动机舱部分上将其展开时，例如通过胶粘剂粘结，或通过铆接类型的机械扣紧来适接。 [0025] 参考附图，通过以下描述将更好地理解本发明，附图以非限制性范例的形式描绘一根据本发明的密封装置。 [0026] 图1是根据本发明，适接在发动机舱后部的一整流罩上的密封装置实施例的截面图； [0027] 图2是包含一发动机舱和一涡轮喷气机的一飞行器部件的分解透视图； [0028] 图3是一发动机舱的后半部分的局部透视图，显示根据本发明的密封装置的位置； [0029] 图4是图3中细部IV的放大图。 具体实施方式[0030] 如图1所示，密封装置1包含两个通过一公共底部3被连接的管状部分2。在所示范例中，这两个管状部分2是相同的，且各具有一四角截面。各管状部分2因此具有一支承平面，所述支承平面部分地与公共底部3合并；从支承平面4实质上垂直延伸的是两个凹侧面5，它们支撑一凸接触面6。 [0031] 根据本发明的密封装置1由一针织纱构成，即由一条或多条纱线形成的环纠结形成的结构；所述针织物在所有方向上都具高度的伸长率。被用于组成所述针织物的纱线是具有强耐火性的纱线，且可以是，例如陶瓷、碳或玻璃纱。所述针织物披覆有一种材料，诸如，举例而言硅，所述材料同样具有高度的伸长率。 [0032] 通过说明，凹侧面5与凸接触面6的厚度可以，例如大约是1到2mm，而支承平面4的厚度可以，例如大约是2到4mm。 [0033] 如图1所示的密封装置1被置于一推进部件发动机舱上，以沿边界环绕并限制易遭遇燃火的区域；所述区域可以是，例如发动机舱在6点钟位置且被将辅助机匣连接至涡轮喷气机的传动轴和各种管路横越的区域，如图3和图4所示。 [0034] 就耐火性而言，根据本发明的密封装置1建立一双屏障。各管状部分2本身不构成一充分的防火屏障。耐火性通过所述两个管状部分2的结合而被获得，通过其中一个管状部分2耗散火焰的部分能量来形成一防火密封，此管状部分可能部分或完全被消耗，而第二管状部分2维持完好，且维持其限制能力。所述两个管状部分2被并列使用的事实在总尺寸上也具有有利的结果。具体地，给定一相等的耐火性，根据现有技术具有单一管状部分的密封装置必将具有比根据本发明的密封装置1的两个管状部分2截面总和大得多的截面。 [0035] 就可挠性而言，根据本发明的密封装置1能够紧抱住一具有小半径角度的曲径；根据本发明的密封装置1通过其在所有方向都具有高度伸长率的针织物而被赋予了此能力。 [0036] 就处于压缩阶段的总尺寸而言，根据本发明的密封装置1具有一极有利的性能。具体地，当所述推进部件的支承所述接触面的元件相对于被所述密封装置所扣紧的元件移动时，所述密封装置被压缩至一恒定宽度。具体地，所述凹侧面向各管状部分的内部弯曲。 所述侧面的凹进一方面可使密封装置被置放在尺寸减小的地方，另一方面，并置的两个管状部分，可各自被压缩，而不会横向干扰。 [0037] 尽管已经参考具体示范性实施例描述了本发明，但显而易见的是，本发明并非以任何方式限制于这些例子，而是包含了本文描述的这些装置及其组合的所有等同技术，这些等同技术均落入本发明的范围。因此，所述管状部分可具有一矩形截面。也可预想生产一密封装置，它的管状部分是不对称的，以顾及欲被密封的表面的特定轮廓。 |
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