專利名稱：飛行器防火壁的制作方法
技術領域：
本發明涉及一種用于飛行器的防火壁，具體地說涉及一種用于旋翼飛行器的防 火壁。
背景技術：
旋翼飛行器具有至少一個渦輪軸發動機，該渦輪軸發動機通過主傳動齒輪箱來 工作以將動力傳送到旋翼，用于提供上升力也可用于提供推進力。主齒輪箱和發動 機分別容納在第一和第二艙室中，防火壁通常設置在旋翼飛行器的結構中以將第一 和第二艙室隔開。因此，假如發動機意外地在第二艙室中著火，則火焰通常不會擴 散到包含主齒輪箱的第一艙室內。在已知的現有技術中，防火壁是由鋼或鈦制成的金屬壁來構成的，例如為了防 止火焰擴散。在正常的操作中，當發動機的排氣噴嘴遠離主齒輪箱時，防火壁面向主齒輪箱的冷面達到最高約18(TC的溫度，或者當發動機的排氣噴嘴靠近主齒輪箱時，該冷 面處于300"C至40(TC的范圍內。特別是應用于包含主齒輪箱的機械艙室的旋翼飛行器認證標準是尤其苛刻的， 必須盡最大可能地減小機械艙室的火災危險性。發明內容本發明因此設法提供一種飛行器防火壁，該防火壁尤其可防止在敏感的機械艙 室中，例如在旋翼飛行器包含主齒輪箱的艙室中著火。根據本發明， 一種飛行器防火壁將飛行器的第一和第二艙室隔開，第一艙室包 含多個部件。該防火壁的顯著之處在于，該防火壁設有插入飛行器的結構中且具有 面向所述第一艙室的第一表面的第一壁，且該防火壁還設有調節裝置，該調節裝置 用于將第一壁的所述第一表面的最高溫度保持在低于包含在第一艙室中的所述部 件的自燃溫度的預定溫度值。
當飛行器是旋翼飛行器時，傳動齒輪箱有利地設置在第一艙室中，且渦輪軸發 動機設置在第二艙室中。防火壁因此通常設有例如由金屬制成的第一壁，用于防止可能在第二艙室中發 生的火災擴散入第一艙室。此外，申請人驚奇地發現，對于防火壁來說，高的壁溫很容易引起火災。可以設想，在上述的例子中防火壁達到約40(TC的高溫。假如諸部件中的一個具有低于 防火壁溫度的自燃溫度，則該部件就會有著火的危險。假如主齒輪箱設置在第一艙 室中，漏油會導致油噴射到防火壁上，并因此導致起火。根據本發明，防火壁設有調節裝置，用于將第一壁的第一表面保持在低于第一 艙室中的各部件(例如，油)的自燃溫度的溫度，根據連續的基準，該溫度有利地 位于30(TC至310。C的范圍內。該防火壁因此以新穎的方式工作以防止火焰從一個飛行器艙室擴散到另一個， 也防止由于第一艙室中的部件和防火壁之間的接觸而起火。在第一實施例中，為了將第一壁的第一表面保持在所需溫度，調節裝置包括用 于第一壁的熱防護裝置。在第二實施例中，調節裝置包括插入飛行器結構中的第二壁，從而所述第一和 第二壁分別靠近第一和第二艙室，所述第二壁可選擇地包括熱防護裝置。容易理解， 可同時應用這兩個實施例。防火壁因此具有插入第一和第二艙室之間的飛行器結構中的第一和第二壁，防 火壁的第一和第二壁形成內部空間。第一壁與第二艙室由第二壁和所述空間來隔 開，從而其第一表面的溫度得以降低。此外，有利的是，由防火壁的第一和第二壁形成的內部空間具有穿過其的冷空 氣流，所述冷空氣流通過至少一個入口孔進入所述內部空間且通過至少一個出口孔 來排出，從而使所述防火壁通風。這種通風可冷卻第一壁的第一表面的溫度。為了 優化該裝置，冷空氣流來自于飛行器外的周圍空氣，所述空氣處于能使防火壁得以 冷卻的溫度。在本發明的一種形式中，入口孔形成為穿過防火壁的第一和第二壁之間的飛行 器結構。在可與前述的形式相關聯使用的另一形式中，出口孔形成為穿過所述防火壁的 第一和第二壁中的一個。更具體地說，第二艙室包含發動機，出口孔形成為穿過靠 近第二艙室的第二壁。
此外，為了提供通風，冷空氣流通過被形成調節裝置的一部分的抽吸裝置抽吸 而流動穿過防火壁的內部空間。有利的是，防火壁設有出口？L，且抽吸裝置包括將出口孔連接至飛行器的發動 機的排氣噴嘴的導管，該排氣產生適于抽吸冷空氣流的低壓。在本發明的一種形式中，所述噴嘴具有彎曲部分，導管開口至所述噴嘴的彎曲 部分。最后，在另一形式中，導管包括止回閥以防止任何流體從排氣噴嘴流向防火壁。
從下面示出較佳實施例且沒有任何限制意義的描述中，并且參照唯一的附圖， 本發明及其優點將會變得更為詳細。圖1示出了本發明的飛行器的第一和第二艙室。
具體實施方式
唯一的附圖示出了諸如旋翼飛行器的飛行器的第一艙室1和第二艙室2。第一 艙室1包含多個部件。當飛行器是旋翼飛行器時，這些部件可以是傳動齒輪箱的各種部件，而渦輪軸發動機9則設置在第二艙室2中。此外，所述飛行器包括防火壁12，該防火壁12將第一艙室1和第二艙室2隔 開以首先防止火從一個艙室擴散到另一個，其次防止在第一艙室1中起火。防火壁則包括插入飛行器的結構5中的第一壁3，該第一壁3具有面向第一艙 室1即在所述第一艙室1內的第一表面3'。為了實施其功能，防火壁12設有調節裝置11，該調節裝置11用于將第一表 面3，的溫度保持在未達到第一艙室中的部件的自燃溫度的溫度。因此，第一壁3防止火從一個艙室擴散到另一個艙室，而調節裝置限制了所述 壁3的第一表面3'可以達到的最高溫度，該溫度較佳地位于30(TC至31(TC的范圍 內。因此，防火壁12消除了在第一艙室中著火的主要危險性，從而使飛行器制造 商能減小火災危險性。假如飛行控制系統通過所述第一艙室，則可以設想到它們可 由鋁代替鋼或鈦來制成，從而顯著減小飛行器的重量。在第一實施例(未在圖中示出)中，調節裝置包括用于第一壁3的熱防護裝置， 例如是固定至第一壁3的絕熱材料。在如唯一附圖所示的第二實施例中，防火壁12的調節裝置11設有第二壁4。
第二壁4則插入飛行器的結構5中，從而第一壁3和第二壁4在它們之間形成內部 空間8。飛行器則依次包括第一艙室l、防火壁12的第一壁3、所述內部空間8、防 火壁12的第二壁4、以及第二艙室2。應該理解，與第一實施例相似的是，第一壁3和/或第二壁4設有熱防護裝置。內部空間8因此可熱隔絕防火壁，從而將第一表面3'保持在低于第一艙室1 中設置的部件的最低自燃溫度的溫度，即使來自于發動機9的排氣噴嘴IO靠近防 火壁12的第二壁4也是如此。因此，第一壁3不會有由于第一艙室1的部件(例如，油)點燃而起火的危險性。為了對第一壁3的第一表面3'的冷卻進行優化，內部空間IO具有沿箭頭F穿 過的冷空氣流。該冷空氣流因此通過至少一個入口孔6進入內部空間8。具體地說，入口孔形 成在第一壁3和第二壁4之間的飛行器結構5中，如唯一附圖所示。冷空氣流然后 通過至少一個出口孔7離開內部空間8，在本發明的一種形式中，該出口孔7穿過 第一壁3和第二壁4中的一個，更具體地說穿過第二壁4，如唯一附圖所示。冷空氣流因此形成通風，這種通風顯著提高了裝置的效率，尤其是假如氣流來 源于飛行器外的話更是如此。當調節裝置11還包括用于抽吸冷空氣流的裝置時， 則所述通風形成起來更容易。抽吸裝置可以是諸如泵之類的傳統裝置。然而，為了限制裝置的重量，也為了 有助于抽吸冷空氣流，調節裝置11的抽吸裝置包括將出口孔7連接至來自于發動 機9的排氣噴嘴10的導管13。因此，沿著箭頭F，的排氣產生了低壓，該低壓用來抽吸冷空氣流。此外，假如空間允許而噴嘴具有彎曲部分(如同通常的情況)的話，導管13 連接至噴嘴10中的彎曲部分10'的內部。此外，應該注意到，噴嘴10中的彎曲部分10'在結構上通常是非常急劇變化 的，因此氣體的流線型與彎曲部分10，的內部分開。這種分開是不利的，因為它導 致壓頭的損失，且因此導致減小發動機9所傳送的動力。將空氣重新注入噴嘴10的彎曲部分10'內部因此可用來顯著提高所述區域中 的氣體流量，從而可增大發動機所傳送的動力。當然，本發明還可有多種不同的實施方式。盡管上面描述了若干實施例，但是 應該容易理解，這不能排它性地看成是所有可能的實施例。當然，可以設想借助等 同裝置來替換所述的任何裝置而并不超出本發明的范圍。
權利要求
1.一種飛行器防火壁(12)，將所述飛行器的第一艙室(1)和第二艙室(2)隔開，所述第一艙室(1)包含多個部件，其特征在于，所述防火壁(12)設有第一壁(3)，所述第一壁(3)插入所述飛行器的結構(5)中且具有面向所述第一艙室(1)的第一表面(3’)，以及所述防火壁(12)還設有調節裝置(4、13)，用于將所述第一壁(3)的所述第一表面(3’)的最高溫度保持在低于所述部件的自燃溫度的預定溫度值。
2. 如權利要求1所述的防火壁，其特征在于，根據連續的基準，所述最高溫 度位于3 0 (TC至31 (TC的范圍內。
3. 如權利要求1或2所述的防火壁，其特征在于，所述飛行器是旋翼飛行器， 傳動齒輪箱設置在所述第一艙室(1)中，且渦輪軸發動機(9)設置在所述第二艙 室(2)中。
4. 如前述任一權利要求所述的防火壁，其特征在于，所述調節裝置包括用于 所述第一壁(3)的熱防護裝置。
5. 如前述任一權利要求所述的防火壁，其特征在于，所述調節裝置包括插入 所述飛行器的所述結構(5)中的第二壁(4)，從而所述第一壁(3)和第二壁(4) 分別靠近所述第一艙室(1)和第二艙室(2)。
6. 如權利要求5所述的防火壁，其特征在于，所述調節裝置包括用于所述第 二壁(4)的熱防護裝置。
7. 如前述任一權利要求所述的防火壁，其特征在于，所述調節裝置包括插入 所述飛行器的所述結構(5)中的第二壁(4)，從而所述第一壁(3)和第二壁(4) 分別靠近所述第一艙室(1)和第二艙室(2)，所述防火壁的所述第一壁(3)和第 二壁(4)形成供冷空氣流(F)通過的內部空間(8)，所述冷空氣流(F)通過至 少一個入口孔(6)進入所述內部空間(8)且通過至少一個出口孔(7)排出，從 而所述防火壁(12)得以通風。
8. 如權利要求7所述的防火壁，其特征在于，所述冷空氣流(F)來源于所述 飛行器外的周圍空氣。
9. 如權利要求7或8所述的防火壁，其特征在于，所述入口孔(6)形成在所 述防火壁(12)的所述第一壁(3)和第二壁(4)之間的所述飛行器的所述結構(5)中。
10. 如權利要求7至9中任一項所述的防火壁，其特征在于，所述出口孔(7) 形成在所述防火壁的所述第一壁(3)和第二壁(4)之一中。
11. 如權利要求7至10中任一項所述的防火壁，其特征在于，所述第二艙室 (2)包含發動機(9)，且所述出口孔(7)形成為穿過靠近所述第二艙室(2)的所述第二壁(4)。
12. 如權利要求7至11中任一項所述的防火壁，其特征在于，所述冷空氣流 (F)通過被抽吸入所述調節裝置的抽吸裝置而在所述防火壁(12)的所述內部空間(8)中流動。
13. 如權利要求12所述的防火壁，其特征在于，它設有出口孔(7)，所述抽 吸裝置包括將所述出口孔(7)連接至所述飛行器的發動機(9)的排氣噴嘴(10) 的導管(13)，所述氣體的所述排氣流(F，)產生適于抽吸所述新鮮空氣流(F)的 低壓。
14. 如權利要求13所述的防火壁，其特征在于，所述噴嘴(10)具有彎曲部 分，所述導管開口至所述噴嘴(10)的彎曲部分(IO')。
15. 如權利要求13或14所述的防火壁，其特征在于，所述導管(10)包括防 止流體從所述排氣噴嘴流向所述防火壁的止回閥。
全文摘要
本發明涉及一種飛行器防火壁(12)，該防火壁將所述飛行器的第一和第二艙室(1和2)隔開，所述第一艙室(1)包含多個部件。防火壁(12)設有第一壁(3)，該第一壁(3)插入飛行器的結構(5)中且具有面向所述第一艙室(1)的第一表面(3’)，以及所述防火壁(12)還設有調節裝置(4、13)，用于將第一壁(3)的所述第一表面(3’)的最高溫度保持在低于所述部件的自燃溫度的預定溫度值。
文檔編號B64C1/10GK101161548SQ20071014887
公開日2008年4月16日 申請日期2007年9月5日 優先權日2006年9月6日
發明者D·查尼奧特 申請人:尤洛考普特公司