飞行器推进装置舱的前部、飞行器推进装置以及飞行器
阅读：747发布：2020-05-11
专利汇可以提供飞行器推进装置舱的前部、飞行器推进装置以及飞行器专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本 发明 涉及 飞行器 推进装置舱的前部，其具有空气输入唇部(1)、 隔音 板 (3)、以及隔音板(3)与空气输入唇部(1)之间的刚性连接件。隔音板具有阻 力 面(31)和后部蒙皮(34)，刚性连接件形成于空气输入唇部(1)与隔音板(3)的后部蒙皮(34)之间，使得在所述空气输入唇部与所述后部蒙皮(34)之间形成作用力传播线路。这种构形免除设计限制条件，从而可向舱的前部增大隔音处理区域(C)。本发明还涉及包括具有这种前部的舱的飞行器推进装置。，下面是飞行器推进装置舱的前部、飞行器推进装置以及飞行器专利的具体信息内容。
1.飞行器推进装置舱的前部(P1)，其具有：
-空气输入唇部(1)，其布置在所述前部(P1)的前端，
-隔音板(3)，以及
-隔音板(3)与空气输入唇部(1)之间的刚性连接件，
飞行器推进装置舱的前部配置成使得隔音板(3)的阻力面(31)延长空气输入唇部(1)的内表面(11)，并且所述前部的特征在于，隔音板具有在其阻力面(31)与后部蒙皮(34)之间限定的厚度，所述刚性连接件形成于空气输入唇部(1)与隔音板(3)的所述后部蒙皮(34)之间，使得在所述空气输入唇部(1)与所述后部蒙皮(34)之间形成一条作用力传播主线路。
2.根据权利要求1所述的飞行器推进装置舱的前部(P1)，其特征在于，隔音板(3)与空气输入唇部(1)之间的刚性连接件具有中间部件(6)，中间部件的截面具有连接在空气输入唇部(1)上的第一连接分支部(61)、连接在隔音板(3)的后部蒙皮(34)上的第二连接分支部(62)、以及使第一分支部(61)刚性地连接于第二分支部(62)的第三分支部(63)。
3.根据权利要求2所述的飞行器推进装置舱的前部(P1)，其特征在于，中间部件(6)是环形部件，整体式构成，或者由多个部分装配而成。
4.根据权利要求2或3所述的飞行器推进装置舱的前部(P1)，其特征在于，中间部件(6)具有加强肋(65)。
5.根据权利要求2至4中任一项所述的飞行器推进装置舱的前部(P1)，其特征在于，中间部件(6)具有加厚部分(64)，所述加厚部分间置在空气输入唇部(1)的后边缘(12)与隔音板(3)的阻力面(31)的前端之间。
6.根据权利要求1所述的飞行器推进装置舱的前部(P1)，其特征在于，空气输入唇部(1)所具有的后端具有延伸壁(13)，所述延伸壁沿后部蒙皮(34)的方向延长所述内表面(11)。
7.根据权利要求6所述的飞行器推进装置舱的前部(P1)，其特征在于，延长所述内表面(11)的延伸壁(13)由连接于隔音板(3)后部蒙皮(34)的环形表面(14)延长，使得在空气输入唇部(1)与后部蒙皮(34)之间形成刚性连接。
8.根据权利要求6所述的飞行器推进装置舱的前部(P1)，其特征在于，延长所述内表面(11)的延伸壁(13)固定于隔音板(3)的前壁(35)，所述前壁(35)成形成与隔音板的后部蒙皮(34)接触且固定于所述后部蒙皮，使得空气输入唇部(1)与后部蒙皮(34)之间的刚性连接件包括所述前壁(35)。
9.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器推进装置舱的前部(P1)，其特征在于，空气输入唇部具有前框架(2)，所述前框架具有支座(21)，所述支座在紧靠隔音板(3)的前端附近连接于空气输入唇部(1)的内表面。
10.飞行器推进装置，其具有飞行器推进装置舱，所述飞行器推进装置舱具有前部(P1)和主要部分(P2),其特征在于，所述前部(P1)是前述权利要求中任一项所述的飞行器推进装置舱的前部(P1)。
11.飞行器，其特征在于，其具有根据权利要求10所述的飞行器推进装置。
飞行器推进装置舱的前部、飞行器推进装置以及飞行器
技术领域
[0001] 本发明涉及飞行器推进装置，特别是飞行器推进装置舱。
背景技术
[0002] 推进装置是产生推力的装置，所述推力构成配有推进装置的飞行器的动力。飞行器推进装置作为例子示于图1a。
[0003] 推进装置舱N通常安装在飞行器A上的一个实施例示于图1b。
[0005] 推进装置围绕一条轴线延伸，下面称为纵向轴线L。
[0006] 飞行器推进装置舱的前部P1的通常结构在现有技术中是公知的，下面参照图2予以说明。
[0007] 推进装置舱的前部P1具有空气输入唇部1，其可呈环形或者基本上呈环形，布置在其前端。
[0008] 在本文献的装置中，“前部”和“后部”、“前”和“后”、“上游”和“下游”，沿推进装置中空气流动方向予以理解。因此，空气由推进装置的前部即推进装置舱的前部P1进入，由推进装置的后部即主要部分P2的后端排出(在空气部分用于助燃之后)。
[0009] 图2示出现有技术的通常构形的推进装置的前部P1。根据这种构形，空气输入唇部具有前框架2，其布置在所述空气输入唇部1的后部。内部结构具有隔音板3，其向后延长空气输入唇部1的内表面11。隔音板3的作用是限制推进装置由于吸收尤其由发动机和鼓风机产生的声波而发出声响。冲击所述隔音板的一般开孔的阻力面31(相对于推进装置舱)的声波，在取决于隔音板3的结构的频率范围被吸收。隔音板也具有传播机械作用力的结构作用，如后所述。
[0010] 空气输入唇部1与隔音板3之间的连接方式，通过许多设计限制条件加以调节。尤其是，这种连接必须可在空气输入唇部与隔音板3之间传播作用力，以便最终使这些作用力传播到接合凸缘5，其使推进装置舱的前部P1连接于推进装置舱的主要部分P2的结构件。另外，空气输入唇部一般具有加热装置，可确保除冰霜。这些装置例如具有来自推进装置舱中发动机的热气的旁通管，其通到空气输入唇部1内。主要由辐射产生的向隔音板3的热传输，应尽可能加以限制。最后，重要的是确保空气输入唇部1的内表面11与隔音板3的阻力面31之间表面的良好连续性。
[0011] 从这些设计限制条件，空气输入唇部1与隔音板3之间的接合例如如图3所详示。在这种接合构形中，前框架2在位于所述前框架2的支座21处的接触区域，连接于空气输入唇部1的内壁(其形成内表面11)。隔音板3在前框架2的所述支座21的后部连接于空气输入唇部的内壁。特别是，隔音板3在位于前框架2的支座21与空气输入唇部1之间的接触区域后部的接触区域，连接于空气输入唇部1的内壁。
[0012] 为了确保空气输入唇部1的内表面11与隔音板3的阻力面31之间表面的连续性，空气输入唇部1与隔音板3之间的连接，通过隔音板的前环状边缘32用垫板连接在空气输入唇部的内壁上，加以确保。隔音板3的制作方法(尤其是后部蒙皮覆盖在板上)，装配件的几何构形，以及在最低限度上机械作用力在隔音板3上的分布必要条件，意味着所述隔音板3具有实心前部区域33，其最好具有三角形纵向截面。
[0013] 因此，在现有技术中，源于空气输入唇部1的机械作用力主要在空气输入唇部1的内表面11处向隔音板3的阻力面31传播到隔音板3。作为说明，作用力的主要传播线路以一个宽箭头示于图3。
[0014] 根据这种接合构形，一般来说现有技术中所有公知的构形，推进装置舱内的隔音处理在纵向上停留在没有任何隔音性能的实心前部区域33。因此，在推进装置舱的前部存在三个区域：
[0015] 除冰霜区域A，其位于前框架2的支座21的前部，其中除冰霜得到确保，
[0016] 接合区域B，其既无隔音性能，又无除冰霜作用，其在所示的实施例中具有前框架2的支座21与空气输入唇部1之间的接触区域，隔音板在空气输入唇部的内壁上的前环形件32，以及隔音板3的实心前部区域33，以及
[0017] 隔音处理区域C，其相应于隔音板3的阻力面31。
[0018] 本发明旨在尽可能向推进装置舱的前部增大隔音处理区域C，特别是限制接合区域B的长度。
发明内容
[0019] 因此，本发明涉及飞行器推进装置舱的前部，其具有布置在所述前部的前端的空气输入唇部、隔音板以及隔音板与空气输入唇部之间的刚性连接件。飞行器推进装置舱的前部配置成使得隔音板的阻力面延长空气输入唇部的内表面，并且所述前部的特征在于，隔音板具有在其阻力面与后部蒙皮之间限定的厚度，所述刚性连接件形成于空气输入唇部与隔音板的所述后部蒙皮之间，使得在所述空气输入唇部与所述后部蒙皮之间形成一条作用力传播主线路。
[0020] 在空气输入唇部与隔音板的后部蒙皮之间形成一条优选作用力传播线路，本发明可改变这些构件之间的连接构形，从而去除某些设计限制条件，尤其是在隔音板的前部。这样，最终可采用直至前端都具有隔音性能的隔音板，其可靠近空气输入唇部的前框架，甚至连接于所述前框架。
[0021] 根据一种实施方式，隔音板与空气输入唇部之间的刚性连接件具有中间部件，中间部件的截面具有连接在空气输入唇部上的第一连接分支部、连接在隔音板的后部蒙皮上的第二连接分支部、以及使第一分支部刚性地连接于第二分支部的第三分支部。中间部件是环形部件，整体式构成，或者由多个部分装配而成。中间部件可具有加强肋。中间部件具有加厚部分，所述加厚部分间置在空气输入唇部的后边缘与隔音板的阻力面的前端之间。
[0022] 根据另一种实施方式，空气输入唇部所具有的后端具有延伸壁，所述延伸壁沿后部蒙皮的方向延长所述内表面。延长所述内表面的延伸壁由连接于隔音板后部蒙皮的环形表面延长，使得在空气输入唇部与后部蒙皮之间形成刚性连接。在其他实施例中，延长所述内表面的延伸壁固定于隔音板的前壁，所述前壁成形成与隔音板的后部蒙皮接触且固定于所述后部蒙皮，使得空气输入唇部与后部蒙皮之间的刚性连接件包括所述前壁。
[0023] 空气输入唇部具有前框架，所述前框架具有支座，所述支座在紧靠隔音板的前端附近连接于空气输入唇部的内表面。
[0025] 在下面的说明中，本发明的其他特征和优越性将显而易见。
[0026] 作为非限制性实施例给出的附图如下：
[0027] -图1a以三维示意图示出飞行器推进装置；
[0028] -图1b以三维示意图示出飞行器；
[0029] -图2以局部剖面原理图示出现有技术的飞行器推进装置舱；
[0030] -图3以纵向剖面示意图示出飞行器推进装置舱的前部中空气输入唇部与隔音板之间的接合，例如现有技术中那样；
[0031] -图4类似于图3，示出根据本发明的一种实施方式的空气输入唇部与隔音板之间的接合；
[0032] -图5类似于图3和4，示出根据本发明的第二种实施方式的空气输入唇部与隔音板之间的接合；
[0033] -图6类似于图3至5，示出根据本发明第三种实施方式的空气输入唇部与隔音板之间的接合；
[0034] -图7类似于图3至6，示出根据本发明另一个实施例的空气输入唇部与隔音板之间的接合；
[0035] -图8以局部剖面原理图示出根据有别于图4至7的一种实施方式的飞行器推进装置舱的前部；
[0036] -图9类似于图8，示出图8所示实施方式的另一个实施例。
具体实施方式
[0037] 图1a至3分别示出飞行器推进装置舱和现有技术的舱的前部构形的通性，其在前面在本文献的前序部分已予以说明。
[0038] 图4详细示出根据本发明一种实施方式的空气输入唇部1特别是其内表面11处与隔音板3之间的接合。如同现有技术中那样，隔音板3的阻力面31必须位于内表面11的延伸部分，刚性连接必须在空气输入唇部1与隔音板3之间形成，以便向一个接合凸缘5(图4未示出)传播来自空气输入唇部1的作用力，使飞行器推进装置舱P1的前部与主要部分P2进行接合。
[0039] 在所示的实施方式中，借助于一个中间部件6，进行空气输入唇部1与隔音板3之间的连接。中间部件6是一个刚性部件，其一方面在其形成内表面11的壁处连接于空气输入唇部1，另一方面连接于隔音板3的后部蒙皮34。特别是，从在通过飞行器推进装置舱的纵向轴线L的平面上的截面来看，中间部件6具有一个第一分支部61，其连接于空气输入唇部1。中间部件6具有一个第二分支部62，其连接于隔音板3的后部蒙皮34。最后，中间部件6具有一个第三分支部63，其使第一分支部61刚性地连接于第二分支部62。
[0040] 第一分支部61可使中间部件6与空气输入唇部1之间进行表面接触。第二分支部62可使中间部件6与后部蒙皮34之间进行表面接触。
[0041] 尽管我们说到从截面看的“分支部”，但是，实际上，中间部件的不同分支部相当于环形件，因为根据飞行器推进装置舱的前部的三维几何形状，中间部件一般呈环形。因此，中间部件可制成整体，或者由多个部分装配而成，尤其是用垫板连接。为了构成一个环形部件，这些部分例如可基本上呈圆弧形(曲率固定或者可变)。
[0042] 中间部件6可具有加强肋65，以提高其刚度及其强度。在一个环形中间部件6的情况下，加强肋65最好均匀分布在所述中间部件6的周边。
[0043] 在这里所示的实施例中，中间部件6与空气输入唇部1之间的连接是直接连接，可用各种公知方式进行，例如铆接、螺钉连接或者胶接。
[0045] 中间部件6与后部蒙皮34之间的连接可用各种公知方式进行，例如铆接、螺钉连接或者胶接，特别是用盲铆钉进行连接。
[0046] 为了确保空气输入唇部1的内表面11与阻力面31之间表面的连续性，中间部件在所示的实施例中具有一个加厚部分64，其间置在空气输入唇部1的后边缘12与隔音板3的阻力面31的前端之间。加厚部分64配置成补偿第一分支部61之间的高度，确保内表面11与阻力面31之间的连续性。一个密封圈7可布置在加厚部分64与隔音板3之间，确保对流体尤其是空气的密封性。
[0047] 如此进行的连接，在空气输入唇部1与隔音板3在其后部蒙皮处之间形成作用力传播的一条主线路。作为说明，该作用力传播主线路由一个宽箭头示于图4。
[0048] 空气输入唇部1与隔音板3在其后部蒙皮34处之间如此进行的连接，可实施一种直至其由一个前壁35形成的前端部都具有隔音性能(吸收声波)的隔音板。实际上，隔音板的实心前部区域不再必要，因为一方面后部蒙皮35不必布置在隔音板3的具有三角形纵向截面的前部区域上，另一方面因为空气输入唇部受到的作用力大多数传播到后部蒙皮34。因此，不是如同现有技术中那样具有一个没有隔音作用的实心前部区域，而是隔音板3可在其前部区域具有中空形状或蜂窝状形状，或者任何其他可吸收声波的结构。例如，图4示出直至隔音板的前端部的蜂窝状结构，而图5和6示出隔音板前端部的中空结构。隔音板直至其前端部保持隔音性能的确保方式，在本发明的不同实施方式之间可以互换。
[0049] 特别是，隔音板3的阻力面31可以开孔，直至隔音板3的前端部。这可向飞行器推进装置舱的前部延伸隔音处理区域C。接合区域B的长度(沿飞行器推进装置舱的纵向方向)必然缩短。
[0050] 在图4所示的实施方式中，飞行器推进装置舱前部的空气输入唇部具有一个前框架2。前框架2具有一个支座21，因此可在紧靠隔音板的前端部附近连接于空气输入唇部1。为此，在图4所示的实施方式中，前框架的支座21连接于中间部件6的第一分支部61，所述第一分支部61本身连接于空气输入唇部1。
[0051] 中间部件6除了其形成一条向后部蒙皮34传播作用力的主线路的机械连接作用之外，还可在空气输入唇部与隔音板之间具有隔热作用。实际上，在空气输入唇部特别是在前框架2的上游确保的除冰霜作用，可在约200℃下在空气输入唇部引起空气流通。最好在空气输入唇部1的后部，尤其是向隔音板3，限制热传输。因此，中间部件可由绝热材料构成，或者具有一层绝热表面覆盖层。另外，大部分热传输是辐射，一个空气隙9布置在中间部件63(这里是中间部件的第三分支部63)与前壁35之间，可限制这种热传输。空气隙9可代之以一个其他气体的气隙或者一个真空隙，使其隔热作用最大限度化。
[0052] 图5示出本发明的飞行器推进装置舱的前部的第二种实施方式。如同图4那样，图5尤其示出空气输入唇部1与飞行器推进装置舱的前部的隔音板3之间的接合。
[0053] 该第二种实施方式与图4所示实施方式的不同之处基本上在于，其没有中间部分6。因此，对于其他构件，可参照上面对图4的实施方式所作的说明。
[0054] 但是，如同后面图6所示的实施方式那样，在图5所示的实施方式中，前壁35成形成尤其是弯曲成接触地固定在该与后部蒙皮34的接触区域中。另外，空气输入唇部1的后端部具有一个延伸壁13，其沿隔音板3的后部蒙皮34的方向延长内表面11。
[0055] 在图5所示的实施方式中，延伸壁13基本上平行于隔音板的前壁35进行延伸。在该第二种实施方式中，延伸壁13还继续形成一个环形表面14，叠置和连接于后部蒙皮34(直接连接或者使用一个例如前述的调节件进行连接)。
[0056] 因此，与图4的实施方式比较而言，这里，由延伸壁起第二分支部和中间部件的第三分支部的作用。特别是，环形表面14在作用上取代第二分支部62。但是，如同图4的实施方式中那样，进行的连接在空气输入唇部1与隔音板3在其后部蒙皮34处之间形成一条作用力传播主线路(由一个宽箭头示出)。
[0057] 一个空间或者空气隙9可布置在延伸壁13与隔音板3的前壁35之间。这改善空气输入唇部1与隔音板3之间的隔热作用。显然，一个密封圈7(图5未示出)可布置在空气输入唇部1与隔音板3之间，有利于确保内表面11与阻力面31之间的连续性。
[0058] 图6示出本发明的飞行器前部的第三种实施方式，可在空气输入唇部1与隔音板3在其后部蒙皮34处之间形成一条作用力传播主线路(由一个宽箭头示出)。如同图4和5那样，图6尤其示出空气输入唇部1与飞行器推进装置舱的前部的隔音板3之间的接合。
[0059] 与图5所示的第二种方式比较而言，在本发明的第三种实施方式中，空气输入唇部1的延伸壁13固定于隔音板3的前壁35。因此，所述空气输入唇部1与后部蒙皮34之间的连接通过前壁35进行，其成形和尤其弯曲成接触地固定在与后部蒙皮34的该接触区域。
[0060] 在该第三种实施方式中，延伸壁13与前壁35之间的接触有利于通过传导进行热传输，但是，一方面可布置一层隔热层81(或者一层隔热覆盖层)，另一方面，获得的隔热作用可令人满意，因为空气输入唇部1与隔音板3之间的热传输基本上通过辐射进行。
[0061] 图6示出前框架2的构形，其在第三种实施方式中特别有利，但是，可以在本发明的所有实施方式中实施，以大大限制接合处区域B的长度，从而可使隔音处理区域C(和/或除冰霜区域A)最大限度化。在该构形中，前框架由其支座21连接于空气输入唇部1的延伸壁13。因此，空气输入唇部1与隔音板3之间的所有连接在隔音板的前壁35处进行，这可不利用飞行器推进装置舱的内表面11的任何部分进行这些连接。
[0062] 在其他实施例中，空气输入唇部与隔音板之间的连接，可在空气输入唇部的前框架2与隔音板仅在其前壁35处之间进行，所述前框架2的一部分在其连接支座21的后部延伸，使之连接于飞行器推进装置舱的内壁11。
[0063] 图7示出本发明的空气输入唇部1与隔音板3之间接合的另一个实施例。该实施例以图6的实施方式为基础，但是，实用于本发明的所有实施方式。根据该实施例，前框架2的支座21连接于空气输入唇部1的内壁，由前框架22的一个端壁予以延长。前框架22的端壁相对于延伸壁13进行延伸，与之保持一段距离。前框架22的端壁在空气输入唇部1与隔音板3之间的接合处提供过热防护。
[0064] 在其他实施例中，这种作用可由一个嵌装固定于空气输入唇部的部件获得。
[0065] 图8和9示出本发明的实施方式的两个实施例，其中，隔音板3具有特殊构形，便于空气输入唇部与所述隔音板之间进行连接，其在隔音板3的后部蒙皮34处进行。
[0066] 在图8所示的实施例中，空气输入唇部1与后部蒙皮34之间的连接在一个延伸壁13处进行，其延长所述后部蒙皮34上的内表面11。
[0067] 在图9所示的实施例中，前框架2的一个延伸部分23在其支座21后部，在与之连接的所述后部蒙皮上延伸，所述支座21连接于飞行器推进装置舱的内壁11。
[0068] 在这两个实施例中，连接可在一个插入式调节件附近随意直接进行，或者通过一个中间部件进行，所述中间部件尤其可配置成例如借助于中间部件的一个加厚部分，确保内表面11与阻力面31之间的连续性。
[0069] 因此，本发明研发的飞行器推进装置舱的前部可通过空气输入唇部与隔音板之间的最佳连接构形，使飞行器推进装置舱内隔音处理区域最大限度化，向飞行器推进装置舱的前部延长该区域。本发明提出的构形也可在隔音板的前端部，形成一条向隔音板的后部蒙皮传播作用力的线路。因此，其优越性在于，在隔音板的后端部处，在飞行器推进装置舱的前部与其主要部分之间，作用力至少部分地施加在与形成接合处的接合凸缘位于相同部位(即与飞行器推进装置舱的纵向轴线距离相同)的一个结构件中。本发明可在空气输入唇部与飞行器推进装置舱的隔音板之间保持令人满意的隔热程度。
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