用于安装在涡轮喷气发动机机舱舱壁上的过压舱门 |
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| 申请号 | CN200980149803.0 | 申请日 | 2009-11-18 | 公开(公告)号 | CN102245473A | 公开(公告)日 | 2011-11-16 |
| 申请人 | 埃尔塞乐公司; | 发明人 | 居·伯纳德·沃琪尔; | ||||
| 摘要 | 本 发明 涉及一种用于安装在 涡轮 喷气 发动机 (5) 机舱 (1)的舱壁(23)上的过压舱 门 (21)，该过压舱门(21)包括用于固定在舱壁(23)上的支座(22)和至少一个能够相对所述支座(22)运动的泄放元件(25)，所述舱门(21)包含至少一个机械强度低于过压舱门(21)其余部分的零件(27)，以使泄放元件(25)可以在施加于所述舱门(21)上的内部压 力 水 平基本上达到低于机舱(1)结构所能承受的最大压力的 阈值 压力水平时对机舱内的过压空气进行泄放。本发明还涉及一种包括至少一个根据本发明的舱门(21)的涡轮喷气发动机机舱。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种用于安装在涡轮喷气发动机(5)机舱(1)的舱壁(23；33；63；73；83；103；123； |
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| 说明书全文 | 用于安装在涡轮喷气发动机机舱舱壁上的过压舱门[0002] 一架飞行器由若干台涡轮喷气发动机推动，每一台发动机被置于机舱内，机舱内还装有与在涡轮喷气发动机工作或停机时其操作和执行各种功能相联系的一套相关的执行装置。这些相关的执行装置具体包括一套机械反推力执行系统。 [0003] 机舱通常具有管状结构，包含位于涡轮喷气发动机上游的进气口，用于包围涡轮喷气发动机风机的中间段，装有反推力装置、用于包围涡轮喷气发动机燃烧室的下游段。所述管状结构的末端通常是一个尾喷管，其出口位于涡轮喷气发动机的下游处。 [0004] “下游”在此指对应于穿经涡轮喷气发动机的冷气流方向的方向。“上游”则指与之相反的方向。 [0005] 新式的机舱用于容纳双流式涡轮喷气发动机，所述发动机能够通过风机叶片的旋转生成来自涡轮喷气发动机燃烧室的热气流(也称为“主流”)，以及通过亦称“隧道”的环形通道在涡轮喷气发动机外部循环的冷气流(“次流”)。 [0007] 用于此类发动机的机舱通常有称为外部固定结构(OFS)的外部结构和称为内部固定结构(IFS)的内部结构，后者围绕着引擎结构，严格而言是围绕着风机的下游处。内部和外部结构形成了隧道，旨在输送在发动机外循环的冷气流。主流和次流从发动机经机舱后部排出。 [0008] 机舱结构必须能够承受其在飞行中和在地面上时会受到的所有作用力，特别是当高压软管爆裂时出现的任何过压情况。 [0009] 机舱被公认应包括带铰链的过压舱门，用以实现对涡轮喷气发动机的特定组件的操作。然而，为实现这一点，过压舱门的铰接要能够容纳其有位移的开口，以免影响周围机舱的结构。它还以电气方式连接至机舱的本体。 [0010] 然而，当前已知的此类舱门为金属质地，重量大，成本高，而且要调整为在正确的过压值下触发开启的方法较为复杂。 [0011] 因此本发明的一个目的是为机舱提供有效、易于使用、重量轻且价格较为低廉的过压舱门。 [0012] 为此，根据第一方面，本发明涉及一种用于安装在涡轮喷气发动机机舱舱壁上的过压舱门，所述过压舱门包括用于固定在舱壁上的支座和至少一个能够相对所述支座进行移动的泄放元件，其特征在于，它包含至少一个机械强度低于过压舱门其余部分的零件，以便在施加于所述舱门上的内部压力水平基本上达到低于机舱结构可承受之最大压力的阈值压力水平时对机舱内的过压空气进行泄放。 [0013] 机舱壁可以是外壁，所述舱壁与机舱周围被偏转的气流接触，也可以是内壁，所述舱壁与穿经所述机舱内部的气流接触。 [0014] 根据本发明和机舱结构，所发明的舱门有一个或多个零件的机械强度低于舱门的其余部分。由此，在位于机舱侧面的一条或多条软管发生爆裂的情况下，当内部压力低于机舱结构所能承受的最大压力时，这些零件会在所发明的舱门的其余部分和机舱结构爆裂之前吸收施加于所述舱门上的作用力，尤其通过变形或断裂的方式实现。此时机舱内的过压空气通过泄放元件进行简单而高效的泄放。因此不再需要像现有技术中一样调整过压舱门开口的触发，由此可以降低安装成本。由于所发明的舱门所包含的组件数量要少于传统的过压舱门，生产成本以及所述舱门的体积也可得以降低。还可以考虑采用轻质非金属材料生产所发明的舱门。 [0015] “机舱内部”在此是指由机舱舱壁所限定的空间，此空间不包含冷气流在其内循环、由内部固定结构和外部固定结构形成的隧道。 [0016] 根据本发明的其他特征，所发明的舱门包括以下可选特征中的一种或多种，可单独或根据所有可能的组合加以考虑： [0017] -当施加于泄放元件上的压力水平达到阈值压力水平时，零件可以变形或断裂，以泄放机舱内的过压空气，由此可以更好地吸收所发明的舱门上所形成的作用力； [0018] -阈值在0.02bar至0.15bar之间； [0019] -至少一个泄放元件包含面板和弯曲线，所述面板具有至少一条能够在施加于面板上的压力水平达到阈值压力水平时断裂的切割线，且所述面板可以围绕所述弯曲线旋转，由此可以简便地设计出根据本发明的舱门； [0020] -至少一个泄放元件包含面板，所述面板具有能够在施加于面板上的压力水平达到阈值压力水平时断裂的磨损线，由此可以使用易于制造的装置进行过压泄放； [0021] -磨损线由凹槽组成，其方向使其能够与过压空气接触，由此可以将机械强度作为所需压力阈值的函数进行调整； [0022] -泄放元件是门，其锁定系统包括至少一条磨损线，由此可以在紧急情况下对位于机舱内部的设备进行操作； [0023] -磨损线集成在榫舌上，所述榫舌能够在固定于支座内的相应壳体内滑动，由此可以使机械强度较低的零件的更换更为容易； [0024] -泄放元件包括至少一个门，所述门能够在施加于所述舱门上的内部压力水平基本上达到阈值压力水平时发生弹性变形，从而从支座上自行释放，由此使得泄放元件和机械强度较低零件都可以简单且廉价地生产； [0025] -根据本发明的舱门被夹在内板与外板之间，内板用以面向机舱内侧安装而与过压空气流接触，外板则用以面向机舱外侧安装而与机舱外的气流接触，所述内板和外板均使用穿过所述过压舱门的固定装置加以固定； [0026] -内板包括至少一个能够在施加于舱门上的内部压力水平基本上达到阈值压力水平时发生断裂、参与加压空气泄放的断裂元件； [0027] -断裂元件是能够在施加于内板上的内部压力水平达到阈值压力水平时发生断裂的凹槽； [0028] -根据本发明的舱门包括中心部分和侧面部分，该侧面部分能够变形，使该中心部分像阀门一样被提起，从而泄放过压空气； [0029] -所发明的舱门基本覆盖着用于安装在机舱内且与过压空气流接触的格栅，所述格栅被配置为将部分过压空气流引向机舱外，由此可以控制部分加压空气流的方向； [0030] -泄放元件和/或零件由一种热塑性材料制成，由此可以减轻所发明的舱门的质量，并限制其生产成本。 [0031] 根据另一个方面，本发明涉及一种涡轮喷气发动机机舱，其特征为包括至少一个根据本发明的舱门。 [0032] 所发明的机舱优选包括若干个根据本发明、能够以不同的阈值水平对机舱内的过压空气进行泄放的舱门。 [0034] -图1为围绕在一台涡轮喷气发动机周围的根据本发明的机舱的横截面示意图； [0035] -图2为装在根据本发明的机舱的外壁上的所发明的舱门的一种实施方式的示意图，舱门处于关闭位置； [0036] -图3和图4分别为在图1所示机舱上、如图2所示的所发明的舱门的一种替代方式的正视图和横截面图； [0037] -图5为在加压软管爆裂之后处于开启位置的如图3和4所示的所发明的舱门的横截面图； [0038] -图6为图3的一种替代方式的正视图； [0039] -图7和图8分别为图2中所示的所发明的舱门分别处于关闭和开启位置时的正视图和横截面图； [0040] -图8和图9为图2中所示的所发明的舱门的另一种实施方式分别处于关闭和开启位置时的横截面图； [0041] -图10和图11为图2中所示的所发明的舱门的替代方式的正视图和横截面图； [0042] -图12至图14为图2中所示的所发明的舱门的另一种实施方式分别处于关闭位置、开启起始位置以及开启位置时的横截面图； [0043] -图15和图16为图2中所示的所发明的舱门的另一种实施方式分别处于关闭位置和开启位置时的横截面图； [0044] -图17和图18为图2中所示的所发明的舱门的另一种实施方式分别处于关闭和开启位置时的横截面图； [0045] -图19至图21为图2中所示的所发明的舱门的另一种实施方式分别处于关闭位置、开启起始位置以及开启位置时的横截面图。 [0046] 如图1所示，根据本发明的机舱1包含进气口唇缘2，包围着涡轮喷气发动机5的风机4的中间结构3，以及下游部件6。下游部件6由包围着涡轮喷气发动机5上游部分的内部固定结构7(IFS)、外部固定结构8(OFS)和包括反推力装置的可动机罩9组成。内部固定结构7和外部固定结构8形成隧道，冷气流在其内流通穿过根据本发明的机舱1。通过这种方式，冷气流和围绕机舱的气流构成了围绕着根据本发明的机舱1的“外部气流”。 [0047] 根据本发明的机舱1包括参与涡轮喷气发动机5或根据本发明的机舱1的运行的内部元件(未示出)。这些元件中的一部分由加压空气所流经的过压软管(未示出)供风。 [0048] 根据本发明的舱门可以对因这些软管中的一条或多条的爆裂而喷出的过压空气进行泄放。 [0049] 过压舱门用于安装在根据本发明的机舱1外部的舱壁上。舱壁用以与并非过压空气的外部气流接触。尤其，舱壁可以是机舱的外壁，即与根据本发明的机舱1周围被偏转的气流接触的舱壁，例如可动机罩9或中心结构3的外壁，或与穿经根据本发明的机舱的冷气流接触的内壁，如IFS 7的内壁。 [0050] 所发明的舱门包括用于固定在外壁上的支座和至少一个能够相对所述支座进行移动的泄放元件。所发明的舱门包含至少一个机械强度低于过压舱门其余部分的零件，以便在施加于所述舱门上的内部压力水平基本上达到低于根据本发明的机舱1的结构可承受之最大压力的阈值压力水平时对根据本发明的机舱1内的过压空气进行泄放。优选情况是，当施加于泄放元件上的压力水平达到阈值压力水平时，这些零件会发生变形或断裂，以使泄放元件能够对所发明的机舱内的过压空气进行泄放。泄放元件可以包含机械强度较低的零件。 [0051] 由此，由于外壁的机械强度比所发明的舱门的零件低，所述舱壁在过压软管破裂时不会因过压而损坏。因此无需修理已经损坏的部分外壁，而是要在必要时将所发明的舱门更换为完全相同的无破损舱门。因此有利的是，在地面上的修理时间可以缩短。 [0052] 此外，所发明的舱门的尺寸相比现有技术要小，因为几乎不再需要由大部分表面来承受过压。只有对应于所述零件的在机械上被弱化的区域会在内部压力水平达到阈值压力时发生断裂。由此，所发明的舱门的尺寸的这种减小可以实现质量、组件以及生产成本的节约。 [0053] 尤其，阈值压力水平在0.01bar至0.25bar之间，或在0.015bar至0.20bar之间，优选在0.02bar至0.15bar之间。 [0054] 根据图2中所示的第一种实施方式，所发明的舱门21的支座22被集成到所发明的机舱1的外壁23的结构中，尤其是可动机罩9或中心结构3。为此，外壁23由若干层诸如玻璃布等纤维制成，由此可以简化所发明的舱门21的实现。 [0055] 可以用表面网层盖住所发明的舱门21，以保持所述舱门21的表面耐受雷电冲击的能力。所述层可以具有大体为十字形的切口。 [0056] 外壁23和根据本发明的舱门21具有连续的外表面，以确保实现空气动力学意义上的平滑。 [0057] 集成有所发明的舱门21的外壁23可以采用本领域技术人员所公知的任何方式实现特定的纤维层布置。通过这种方式，有些区域可以包括完全或部分的纤维层切口，由此生成一个或多个机械强度较低的零件。其他区域可以不含任何纤维层切口，以确保所发明的机舱1的机械完整性。 [0058] 由此，至少被部分切口的区域确定了一个或多个由机械强度相比所发明的机舱1的其余部分较低的至少一个零件加以定界的泄放元件。在图2所示的实施方式中，强度较低的零件为切割线27，切割线27通过将至少一个面板25限定为泄放元件而能够在过压情况下断裂。 [0059] 切割线27可被布置为图2所示的十字形，或者为根据本领域技术人员所公知的任何其他适用图案。 [0060] 此外，在本实施方式中，还提供至少一条弯曲线29，以使面板25相对支座22旋转。弯曲线29的机械强度要高于切割线27，以免所发明的舱门的泄放元件25在飞行器飞行过程中丢失。 [0061] 一般而言，断裂线或变形的选择将决定用于制造所发明的舱门的零件和泄放元件的材料的性质。如果考虑采用断裂，则所用材料应为硬质且可断裂；而如果需要采用变形，则硬度较低的材料较为理想。由此，所发明的舱门的泄放元件25优选由热塑性材料制成，尤其为聚丙烯，并可能通过加入玻璃纤维或云母团块方式而强化20％至30％。通过加入弹性体团块，例如丁基聚丙烯酸酯，可使抗冲击强度提高20％至40％。 [0062] 对于集成到外壁23中的根据本发明的舱门21，外壁也可以由与所发明的舱门的泄放元件25相同的热塑性材料制成。 [0063] 在所发明的舱门21和/或外壁23由热塑性材料制成的情况下，所述舱门21和/或所述舱壁23具体通过模铸方式获得。 [0064] 根据图3所示的另一种实施方式，根据本发明的舱门31包含至少一个采取面板35形式的泄放元件，面板35具有能够在施加于面板35上的压力水平达到阈值压力水平时断裂的磨损线37。由此，可以预防舱门31不适时开启的任何风险。 [0065] 如图4所示，所发明的舱门31通过采用本领域技术人员所公知的任何方式，尤其通过一个或多个铆钉，由支座32连接到外壁33上。磨损线37优选由根据预期断裂水平确定的或深或浅的内槽制成。 [0066] 也可形成一条或多条铰接线39，以使面板35能够围绕支座32旋转。 [0067] 用于发生断裂的磨损线37在机械上要比铰链槽39薄弱。 [0068] 通常，磨损线37被置于朝向根据本发明的舱门31中心的位置，而铰接线49则被基本置于所述舱门31的外围，以使面板35能够在施加于面板35上的压力水平达到阈值压力水平时围绕铰接线39、相对支座32进行旋转。 [0069] 磨损线37和/或铰接线39可以被制作成凹槽的形式。 [0070] 凹槽的取向使之与过压空气接触。换言之，凹槽沿指向所发明的机舱1外侧的径向布置。因此，在相应凹槽处地磨损线37断裂之前，所发明的舱门31的外表面将与所发明的机舱1的结构的空气动力学线结合在一起。 [0071] 凹槽可以是厚度连续或渐变的连续或部分凹槽。 [0072] 凹槽可以是任何形状，尤其，其横截面可以基本为三角形或圆形。 [0073] 形成磨损线37的凹槽比形成铰接线39的凹槽深，以使第一凹槽在比第二凹槽更低的压力下断裂。由此，凹槽的过压强度取决于与凹槽长度相关的剩余材料的厚度。在凹槽的横截面基本为圆形的情况下，凹槽的显著弯曲半径(即尤其大于3mm的半径)，将可以限制凹槽上作用力的集中，从而提高机械强度。 [0074] 通常，磨损线37的凹槽的底部厚度在1mm至3mm之间，或在2mm至5mm之间。 [0075] 通常，铰接线39的凹槽的底部厚度在2mm至4mm之间，或在3mm至6mm之间。 [0077] 如图5所示，当所发明的机舱1内的软管41爆裂时，过压会侵入所述机舱1内部。之后压力会均匀分布。由于磨损线37的机械强度比结构的其余部分低，在磨损线37在其凹槽处撕裂之后，泄放元件35会围绕铰接线39开启。 [0078] 一般而言，所发明的舱门的每个泄放元件25、35可以采用业内熟练人员所调整和知晓的任何形状和任何尺寸，尤其为三角形、六角形、八角形等。泄放元件25、35表面积的减小可以降低所述元件25、35上的压力施加速度。由此，机械强度较低的零件27、37在断裂可以耐受更长的时间。 [0079] 根据图6所示的实施方式，所发明的舱门61包括基本上确定了由六个泄放元件以六个面板65的形式形成的六角形的磨损线67和铰接线69。 [0080] 根据图7a所示的实施方式，所发明的舱门71包括采用本领域技术人员所公知的任何方式固定在所发明的机舱的外壁73上的支座72和若干泄放元件75。在此情况下，泄放元件75为基本沿外部气流取向的纵向面板75。其结果是，机械强度较低的零件77将与铰接线79一起确定面板75。零件77采用能够断裂的磨损线77的形式，其中至少有一条基本沿机舱外气流方向取向。由此，纵向面板75的取向要与所发明的机舱1外的所述气流所生成的风一致。纵向面板75可围绕其旋转的铰接线79的取向也基本沿过压空气流方向的纵向 [0081] 由此，如图7b所示，当所发明的机舱1内有一条或多条过压软管76爆裂时，面板75将开启并与所发明的机舱1外的气流方向一致。由此，所发明的捕捉装置71的元件在飞行过程中不会关闭或摇摆。 [0082] 通常，磨损线77和铰接线79为与上述凹槽类似、深度不同的凹槽。 [0083] 一般而言，在过压软管爆裂之后，涡轮喷气发动机可以通过在所发明的机舱1内提供压缩空气的方式继续运行。通过以所需的方向引导气流，可以对所发明的机舱1内的至少一部分压缩空气流进行控制。气流可以由与至少一个根据本发明的舱门相关的格栅系统进行引导。由此，所发明的机舱1的空气动力学性能受过压空气自然泄放的影响较小。根据图8和9的实施方式，所发明的舱门81基本将这样的格栅84覆盖住，格栅84用于安装在根据本发明的机舱1内而与过压空气流接触，所述格栅84被配置为将部分过压空气流引向根据本发明的所述机舱1的外部。为此，所述格栅84可包括许多间隔安置且形状沿气流方向安排的翼片。 [0084] 格栅84可以采用本领域技术人员所公知的任何方式、尤其采用一个或多个铆钉与所发明的舱门81进行连接和固定。 [0085] 根据一种替代方式，格栅84以独立于所发明的舱门81的方式连接到根据本发明的机舱1的外壁83上，或者连接到位于所述机舱1内部的元件上。 [0086] 格栅84也可以被集成到所发明的舱门81的结构中，以形成单元件部件。 [0087] 格栅84可由金属材料制成，例如铝，使得可以在开启泄放元件、在此情况下为面板85之后，对所发明的机舱1的结构的内部部分应用更高程度的雷电保护。由此，如果雷电击中所发明的舱门81上的区域，雷电的冲击可能位于与所发明的机舱1的主体相连的面板85的端部，或者位于此时朝向外壁83结构、用作扩散器的格栅84上。 [0088] 所发明的舱门21、31、61、71和81可被用作根据本发明的机舱1的内部元件的应急操作口。由此，所发明的舱门21、31、61、71和81可以牺牲其机械强度较低的零件27、37、67和77，以操作机舱1内的设备，例如插口或螺栓，以便能够在诸如两者之一损坏的情况下将这些元件解锁。 [0089] 为此，可以在所发明的舱门21、31、61、71和81的外表面上贴标贴，标示出要应用的冲击点，以穿透所述舱门21、31、61、71和81，并由此操作所考虑的元件。 [0090] 对所发明的舱门也可以进行临时修理，以防止飞行器在地面上无法行动。 [0091] 根据图10和图11所示的实施方式，根据本发明的舱门101被夹在内板110与外板111之间，该内板110用以面向根据本发明的机舱1内侧安装，与过压空气流接触，该外板111则用以面向根据本发明的机舱1外侧安装，与机舱外的气流接触。所述内板110和外板111均通过穿过所述所发明的舱门101的固定装置112加以固定。固定装置112可以是铆钉。 [0092] 优选情况下，内板110包括至少一个能够在施加于所发明的舱门101上的内部压力水平基本上达到阈值压力水平时发生断裂、参与加压空气泄放的断裂元件117。断裂元件117可以是能够在施加于内面板110上的压力水平达到阈值压力水平时发生断裂的磨损线。磨损线可以由类似前文所述的凹槽构成，所述凹槽的深度足以使其在内部压力水平达到阈值压力水平时发生断裂。磨损线也可以通过对构成内板110的两个零件的侧面端进行堆叠、即重叠搭接的方式形成。 [0093] 外板111也可以包括所述断裂元件。 [0094] 根据图12至图14所示的另一种实施方式，所发明的舱门121包括可以被固定在所发明的机舱1的外壁123上的支座122和一个或多个采用门125形式的泄放元件，门125能够在施加于所述舱门121上的内部压力水平基本上达到阈值压力水平时发生弹性变形，从而从支座122上自行释放。“弹性”指泄放元件能够基本回复其空闲状态的变形。 [0095] 门125可以由聚合物材料制成，如聚乙烯，这样可以实现所述门125的最佳弹性变形。 [0096] 根据图12至14中的实施方式，门125与支座122在第一侧面构成单件元件。根据另一种实施方式，门125可以采用本领域技术人员所公知的任何方式固定在支座122上。门125在第二侧面上具有能够嵌入到支座122内该端所配槽127内的突起126。 [0097] 如图13和图14所示，在内部压力升高到大于或等于阈值压力水平的过程中，门125会变形，将突起126从槽127中释放，由此导致所述门125开启。 [0098] 由此门125会围绕铰接线129相对支座123转动。门125可以围绕本领域技术人员所公知的其他任何适于该目的的装置。 [0099] 铰接线129可以由如上文所述的凹槽形成。 [0100] 门125的开启方向取决于所需的效果。它可以在飞行过程中使被释放的压缩空气流处于前向运动的方向，以影响推进装置的空气动力学性能。 [0101] 根据图15和16所示的替代方式，在一条或多条内部过压软管爆裂的情况下，根据本发明的舱门151可以起到阀门的作用。根据本发明的舱门151包括中心部分155和作为支座的侧面部分152，侧面部分152能够变形，以使中心部分155能够像阀门一样被提起，由此实现过压空气的泄放。为此，根据本发明的舱门151可以由可在所需区域、尤其是在侧面部分152上发生变形的柔性材料制成。为此，实例包括聚丙烯。还可以采用其弹性可使所发明的舱门151回复关闭位置的材料。为此，实例包括本领域技术人员所公知的任何弹簧钢或青铜。 [0102] 中心部分155盖在外围返回154上，外围返回154基本垂直于中心部分155，并且在关闭位置时能够实现在根据本发明的舱门151与外壁153之间的密封连接。密封连接也可由密封件156加以保证。 [0103] 根据本发明的舱门151可以被制成单件，也可以有一个或多个附着的变形耳。在后一种情况下，制造所发明的舱门151和变形耳所用的材料可以不同。 [0104] 在图15中所示的关闭位置，根据本发明的舱门151的外表面形成了与外壁153的空气动力学连续性，因为，一方面，外围返回154被嵌入在外壁153内，另一方面，中心部分155的外表面基本与所述舱壁153平齐。在存在内部过压时，均匀分布于中心部分155内表面上的压力会使之抬起。由此，存在于根据本发明的机舱1内的过压空气会通过外围返回 154和外壁153所形成的孔逸出，同时还提供针对过压空气的排气薄膜。 [0105] 根据图17和图18所示的另一种实施方式，根据本发明的舱门171包括采用本领域技术人员所公知的任何方式安装在外壁173上的支座172。所发明的舱门171还包括至少一个采用门175形式的泄放元件，门175的锁定系统176包括至少一个在施加于所述舱门上的压力水平基本上达到阈值压力水平时能够断裂的断裂元件。由此，在紧急情况下可以对位于所发明的机舱1内的设备进行操作。在图17和图18所示的实施方式中，支座172由门175的侧面延长段形成。根据另一种实施方式，可以采用本领域技术人员所公知的任何方式将门175固定在支座172上。门175可以通过围绕集成在门175内或附着于其上的铰链(例如铰链销-铰链式系统)进行旋转运动。 [0106] 当施加于根据本发明的舱门171上的压力水平基本上达到阈值压力水平时，锁定系统176可由对应于断裂元件的可熔凹槽177分隔开的第一部分178与第二部分180形成。第一部分178采用本领域技术人员所公知的任何方式固定在外壁173上，第二部分180采用本领域技术人员所公知的任何方式固定在门175上。支座172也由锁定系统176的第一部分178形成。 [0107] 由此，在关闭位置下，当门175不受等于或高于阈值压力水平的压力时，锁定系统176将保持门关闭，以确保与外壁173的空气动力学连续性。关闭动作可通过一个或多个密封件进行密封。 [0109] 如图17和图18所示，第一部分178可具有突起182，以便可以保持门175与外壁173基本平齐。 [0110] 如图18所示，当施加于门175上的内部压力达到阈值压力水平时，由作用于门175内表面上的压力施加的力会在可熔凹槽177上产生剪力，使之断裂，继而将第一部分178与第二部分180分开。由此门175不再保持关闭，并转为开启位置，以实现过压空气的泄放。 [0111] 通过由具有连接第一部分178和第二部分180的可熔凹槽的相同锁定系统将锁定系统176分成两部分，可以对根据本发明的舱门171进行修理。 [0112] 在图19至图21所示的替代方案中，根据本发明的舱门191的断裂元件197被集成到榫舌196中，榫舌196能够在固定于形成锁定系统199的支座192中的对应壳体194中滑动。支座192采用本领域技术人员所公知的任何方式固定在外壁193上。如前所述，集成有榫舌196和断裂元件197的锁定系统的零件200被固定在形成泄放元件的门195上。一个密封件被置于门195与外壁193之间，以确保关闭位置下的密封。 [0113] 断裂元件197可以由本领域技术人员所公知的任何适用材料制成，尤其为金属，例如15-5PH不锈钢或因科内尔铬镍铁合金(inconel )。 [0114] 由此，所发明的舱门191既可用作操作舱门，又可用作过压舱门。 [0115] 根据一种未示出的实施方式，所发明的机舱1包括多个如前所述、根据本发明、能够以不同的压力阈值泄放机舱1内过压空气的舱门21、31、61、71、81、101、121、151、171、191。 |
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