用于推進組件的排泄流體排放樁的制作方法
【專利摘要】用于推進組件(10)的排泄流體排放樁(16)包括排泄流體儲存腔以及用于排放容納在所述腔中的流體的至少一個孔口(32)，其特征在于，該樁包括用于檢測與樁外部的壓力差的裝置(36，38)以及用于排泄該腔的部件，該部件能在排放孔口的第一關閉位置和該孔口的第二釋放位置之間移動，該部件配置成當所述壓力差大于或等于預定值時從第一位置移動到第二位置。
【專利說明】
用于推進組件的排泄流體排放樁
技術領域
[0001]本發明涉及用于排放飛機推進單元的排泄流體的粧，該飛機推進單元尤其包括被吊艙圍繞的發動機(例如渦輪噴氣發動機或渦輪螺旋槳發動機)。【背景技術】
[0002]飛機推進單元通常配備有用于從發動機排泄流體(油、水和/或燃料)以防止這些流體積聚并干擾發動機的運行的裝置。油和燃料通過不會提供完美密封的動態密封技術 (栗、AGB、計量設備、致動器等)排泄。因此需要排泄經過動態密封的流體以防止泄漏到發動機中。排泄水以避免經常導致腐蝕的保留區域。
[0003]在現有技術中，排泄流體可直接排放到外部。用于從發動機排泄流體的裝置還可通過傳輸裝置(例如管道)連接到包括排泄流體儲存腔的保留箱。該保留箱位于推進單元中。它固定到發動機并且通常位于推進單元的下部部分處，以使排泄流體通過重力在傳輸裝置中流動，并流動到遠至儲存腔。
[0004]推進單元進一步包括用于將排泄流體排放到外部的排泄粧。該粧由吊艙承載并朝向吊艙的外部突出。它與蓄積箱相對地位于推進單元的下部部分處，并回收從該箱中涌現的流體。粧包括底端，底端包括用于將流體排放到吊艙的外部的孔口。當清空保留箱的儲存腔時，流體排放到粧中的開口、然后排放到推進單元的外部。
[0005]然而，保留箱的容積受到限制(刻意限制容積以限制發動機環境的空間需求)。因此保留箱不能無限地收集排泄流體，并且一些飛機制造商要求當飛機在地面上以及在正常操作時不應該放出流體。因此，一個方案包含當飛機在飛行時排泄保留箱，該排放能夠由發動機計算機(FADEC)或者油或燃料系統中的特定壓力條件自動地控制。
[0006]然而，該方案不能完全令人滿意，原因是:在缺少命令時，不清空保留箱，以及當飛機在地面上時可通過流體的溢流而從該箱排放流體。
[0007]本發明提出通過用于保留推進單元的排泄流體的系統來應對該問題的簡單、有效且經濟的方案，該系統配備有自主排放器，也就是說，該系統運行，但無需發動機計算機的介入或者不必對發動機的系統上的壓力進行測量。
【發明內容】
[0008]為此，本發明提出用于排放推進單元的排泄流體的粧，該粧包括用于儲存排泄流體的腔以及用于排放容納在儲存腔中的流體的至少一個孔口，其特征在于，所述粧包括用于測量粧外部的壓力差的裝置以及用于排泄儲存腔的構件，該構件能夠在關閉排放孔口的第一位置和釋放該孔口的第二位置之間移動，所述構件配置成當所述壓力差大于預定值時從第一位置移動到第二位置。
[0009]本發明特別有利，因為它使得能夠使用諸如為外部動態壓力的壓力差并因此使用飛機的速度來觸發保留粧的排泄和流體的排放。這是因為粧外部的動態壓力根據飛機的速度改變。當飛機靜止時，動態壓力為零，構件處于其第一位置。飛機的速度增加得越大，動態壓力增加得越大。粧設計成:使得當動態壓力已經達到某個閾值時，也就是說，當飛機已經達到某個飛行速度(構件然后處于其第二位置)時，致動粧的排泄。因此，在飛行時自主地執行粧的排泄，這限制了當飛機在地面上時排泄流體減少的風險。
[0010]有利地，粧包括用于測量粧外部的總壓力的第一裝置以及用于測量粧外部的靜態壓力或偽靜態壓力的第二裝置。在航空學中，動態壓力與靜態壓力相加以產生總壓力。動態壓力等于總壓力和靜態壓力之間的差。將在下文中詳細說明靜態壓力和偽靜態壓力之間的差異。“偽靜態”壓力是圍繞空氣動力學外形的最大負壓的位置處的總壓力，其對應于比靜態壓力小的最小總壓力。該負壓隨著飛機速度而增加。
[0011]根據本發明的一個實施例，構件能夠在粧中的凹部中平移地移動，并包括或承載在凹部的內部將兩個室分隔的橫向元件，第一室連接到所述第一壓力測量裝置，第二室連接到所述第二壓力測量裝置。因此第一室受到總壓力，第二室受到靜態壓力或偽靜態壓力。
[0012]構件可通過彈性返回裝置而在其第一位置起作用。在本發明的具體實施例中，動態壓力在橫向元件上施加必須大于彈性裝置的回程力的力，以使構件從其第一位置移動到其第二位置。
[0013]構件及其元件可設計為:使得當兩個室之間的壓力差小于6kPa(其對應于空氣流圍繞粧的速度(大約80m.^1))時，構件保持在其第一關閉位置，以及當兩個室之間的壓力差大于12kPa(大約120m.，)時，構件保持在其第二打開位置。在這些值之間，構件可從第一位置移動到第二位置，反之亦然。[〇〇14]第一壓力測量裝置和第二壓力測量裝置中可各自包括在粧的外部形成的通氣道孔口。
[0015]優選地，第一測量裝置通過包括至少兩個部件的管道連接到第一室，中所述至少兩個部件中的一個相對于另一個傾斜或垂直。這限制了以下風險:易于進入第一壓力測量裝置中的孔口的微粒到達第一腔并干擾動態壓力的測量。意在使這些微粒困在管道中。
[0016]優選地，根據本發明的粧具有空氣動力學外形，諸如為雙凸對稱型的NACA外形。 [〇〇17] NACA外形非常局部地使流體加速，這導致局部的負壓。同樣地，NACA外形在停止表面上非常局部地使流體減速，這導致局部超壓。因此，外形上的最小壓力點和最大壓力點之間的壓力差變得大于動態壓力。例如，在理論的NACA0018外形的情況下，該壓力差可計算為大于或等于動態壓力的1.6倍。該壓力差用于通過施加表面控制打開機制。這具有增加可用控制壓力并因此對于相同的合力獲得緊湊度的優點。
[0018]第一測量裝置可位于外形的前緣上，在該前緣上發現最大總壓力等于靜態壓力和動態壓力之和。第二測量裝置可位于外形的一個側部上。有利地，第二測量裝置位于外形的以下區域中:在該區域，壓力系數Cp具有大體上最大的值，此時，負壓處于其最大值，并且因此測量的壓力處于最小值。在這個級測量的壓力隨后被稱為偽靜態壓力。因此，偽靜態壓力可被認為是外形的以下區域上的壓力:在該區域，負壓處于其最大值，并且因此總壓力處于最小值。
[0019]本發明還涉及推進單元，其特征在于，所述推進單元包括如上所述的粧。
[0020]優選地，粧相對于推進單元的縱向軸線具有大體上徑向的定向，并在推進單元的吊艙的外表面上至少部分地突出。測量裝置可位于粧的徑向外端附近。
[0021]本發明還涉及用于設計如上所述的粧的方法，其特征在于，所述方法包括以下步驟:
[0022]-確定粧的空氣動力學外形，諸如為雙凸對稱型的NACA外形，[〇〇23]-將測量最大壓力的第一裝置定位在外形的前緣上，
[0024]-通過計算確定壓力系數Cp沿著外形的分布，并由此推導出外形的以下區域:在該區域，該系數具有大體上最大的值，以及[〇〇25]-將用于測量最小壓力的第二裝置定位在所述區域中。【附圖說明】[〇〇26]從閱讀通過非限制性的示例并參照附圖的以下描述，將更好地理解本發明，并且本發明的其他細節、特征和優點將顯露出來，在附圖中:
[0027]-圖1是根據本發明的飛機推進單元的示意性透視圖；
[0028]-圖2是處于較大比例的、圖1的推進單元的軸向截面中的且透視的局部示意圖；
[0029]-圖3和圖4是根據本發明的排放粧的示意性透視圖；
[0030]-圖5是圖3和圖4的排放粧的軸向截面中的示意圖；
[0031]-圖6和圖7是根據本發明的排放粧的軸向截面中的高度示意性視圖，并示出了其排泄構件的兩個不同位置；以及[〇〇32]-圖8是示出壓力系數Cp沿著具有NACA外形的排放粧的變化的圖形，NACA外形再現在該圖形下方，正的Cp對應于負壓區域以及負的Cp對應于超壓。【具體實施方式】
[0033]首先參照圖1，圖1描繪了飛機推進單元10,飛機推進單元10包括安裝在吊艙14內部的發動機12(諸如通過虛線示意性地描繪的旁路渦輪噴氣發動機)。
[0034]發動機12沿著氣體的流動方向從上游到下游(在圖中從左到右)包括空氣入口、扇葉、至少一個壓縮機、燃燒室、至少一個渦輪、以及用于噴射燃燒氣體的管道。吊艙14包括限定推進單元的外表面的罩。
[0035]渦輪發動機10包括用于排放排泄流體的粧16,該粧具有大體徑向的定向(相對于推進單元的縱向軸線)并且在吊艙14的外表面上突出。該粧位于推進單元的底部部分處，以時鐘的鐘面類比，其位于6點鐘(六點鐘)位置。
[0036]多種類型的流體在渦輪發動機10中流通，多種類型的流體具體為用于供應室和氣體的燃燒的燃料、用于潤滑旋轉部件的軸承的油、以及可通過通風斗吸出的或者通過冷凝在發動機上形成的水。
[0037]在操作中，排泄這些流體，以防止它們積聚并干擾推進單元的運行。渦輪發動機包括用于排泄這些流體的裝置(例如排泄管)，該裝置通過流體傳輸裝置(例如管道18)連接到用于保留這些流體的箱，這里該箱集成在排放粧中。
[0038]在圖2至圖4中更清楚地可看見的，排放粧16在其徑向外端處包括用于固定到吊艙 14的板22。[〇〇39]板22具有大體為平行六面體的形狀并固定到吊艙14的罩。板包括孔口 24,孔口 24 與吊艙上的孔口 26對齊以用于使螺釘和螺母型的裝置經過。粧16具有空氣動力學外形并穿過吊艙中的徑向開口 28。粧16通過從吊艙的內部朝向外部徑向移動直到板22支承在吊艙的內表面上而安裝在該開口中。可提供意在被壓縮在板和吊艙之間的密封件。
[0040]粧16進一步包括用于儲存排泄流體的內腔30。
[0041]粧16的板22包括用于連接管道18的將排泄流體帶到腔30的出口的裝置。這些連接裝置包括安裝有管道18的出口的通道，這些通道的徑向外端形成在板22的徑向外表面上， 以及它們的徑向內端形成在腔30中(圖5)。
[0042]考慮到排泄所述腔，腔30可放置為與用于排放容納在該腔中的流體的孔口 32流體連通。[〇〇43]根據本發明，腔30的排泄通過可移動構件自主地執行，該可移動構件的致動取決于粧外部的動態壓力并因此取決于配備有推進單元的飛機的速度。[〇〇44]腔30包括用于容納該構件的凹部34,該構件能夠在關閉孔口 32的第一位置和釋放該孔口的第二位置之間移動。[〇〇45]粧16包括用于測量粧外部的動態壓力的裝置36、38,該構件意在當動態壓力大于或等于預定值時從第一位置移動到第二位置。[〇〇46]在任何流體流動時，只要流體處于移動中，在滯止壓力和靜態壓力之間產生壓力差。在這種情況下，只要飛機的速度超過給定的閾值，該壓力差施加到該構件的表面，以生成足夠的力來激活粧的排泄。[〇〇47]動態壓力等于總壓力和靜態壓力之間的差。用于測量壓力差的裝置包括用于測量總壓力的第一裝置36和用于測量靜態(這里偽靜態)壓力的第二裝置38。[〇〇48]這里，這些測量裝置36、38包括形成在粧16的外表面上的孔口或管道。在圖5中的示例性實施例中，測量裝置36包括管道，該管道包括第一部件，該第一部件的一個端部形成在粧16的外表面上，該第一部件連接到管道的相對于該第一部件傾斜的另一部件。
[0049]圖6和7高度示意性地示出了附圖標記為40的可移動構件的運行。
[0050]這里，構件40呈能夠在上述的凹部34中移動的活塞的形式，活塞包括桿42，桿42通過一個端部連接到橫向元件，橫向元件諸如為盤44。盤44將凹部分成兩個相鄰的室46、48。 第一測量裝置36將第一室46放置為與粧的外部流體連通，以及第二測量裝置38將第二室48 放置為與粧的外部流體連通。因此第一室46和第二室分別受到總壓力和偽靜態壓力。[〇〇51]桿42在移動時釋放用于排泄流體的通道。舉例來說，構件40的桿42穿過將腔30連接到排放孔口 32的管道50，并包括貫穿孔52，貫穿孔52必須與該管道布置在同一水平上，以使容納在腔中的流體可流動到遠至孔口 32并被排放。[〇〇52]在圖6中描繪的構件40的第一位置，它的桿42關閉管道50并因此防止腔30的排泄。 在圖7中描繪的構件40的第二位置，桿42的孔52允許容納在腔30中的流體經過，直到它們通過孔口 32被排放。[〇〇53]彈性返回裝置54安裝在凹部中，并作用在處于其第一位置的構件40上。這里，這些裝置54支承在構件的盤44上。[〇〇54] 動態壓力Pd的表達式是Pd = P*v2/2,其中:
[0055] -P是每單位體積的空氣的質量，它隨著海拔增加而減小；因此，在高海拔處，腔30 的排泄將以比低海拔處更快的速度發生；[〇〇56] -V是飛機的速度。[〇〇57]該動態壓力等于總壓力和靜態壓力之間的差，Pd = Pt_Ps。
[0058]動態壓力施加在構件40并且尤其是它的盤44上的力Fd具有等式Fd = S*P*v2/2,其中，D是壓力施加的表面面積，在這里是盤44的表面面積。
[0059]力Fd代表針對排泄所選擇的阻抗并且根據速度閾值(從該速度閾值開始意在發生排泄)確定其大小，目的是當飛機達到給定速度時，例如當飛機起飛時，發生排泄。
[0060]根據本發明的優選實施例，粧16具有NACA型的空氣動力學外形，如可在圖3和圖4 中以及示出了粧的橫截面的圖8的底部處看見的。這里，該粧的外形是對稱的和雙凸的，并包括用于空氣的前緣60和后緣62以及凸狀外形側部64。
[0061]根據本發明且可在圖3至圖5中看見的，用于測量總壓力的第一裝置36在粧的徑向外端附近位于粧的前緣60上，以處于距吊艙14的外表面上的限制層的一定距離處。用于測量靜態壓力的第二裝置38也在該徑向外端附近位于粧的側部64上。[〇〇62]優選地，第二裝置38用于測量偽靜態壓力，該偽靜態壓力是外形的以下區域中的壓力:在該區域，負壓處于其最大值，也就是說，在該區域，壓力系數Cp具有最大值Cpmax。 [〇〇63]為了確定該區域并因此確定第二裝置38的位置，因此需要知道該系數Cp沿著粧的外形的分布。這可通過計算實現以獲得如圖8的頂部示出的曲線。第二測量裝置38被定位在橫坐標XI處，橫坐標XI對應于壓力系數具有最大值Cpmax的橫坐標。
【主權項】
1.粧(16)，用于排放推進單元(10)的排泄流體，該粧包括用于儲存排泄流體的腔(30) 以及用于排放容納在儲存腔中的流體的至少一個孔口(32)，其特征在于，所述粧包括用于 測量所述粧外部的壓力差的裝置(36,38)以及用于排泄所述儲存腔的構件(40)，該構件能 夠在關閉排放孔口的第一位置和釋放該孔口的第二位置之間移動，所述構件配置成當所述 壓力差大于或等于預定值時從所述第一位置移動到所述第二位置。2.根據權利要求1所述的粧(16)，其特征在于，所述粧包括用于測量所述粧外部的總壓 力的第一裝置(36)以及用于測量所述粧外部的靜態壓力或偽靜態壓力的第二裝置(38)。3.根據權利要求2所述的粧(16)，其特征在于，所述構件(40)能夠在所述粧中的凹部 (34)中平移地移動，并包括或承載在所述凹部的內部將兩個室(46,48)分隔的橫向元件 (44)，第一室連接到第一測量裝置(36)，第二室連接到第二測量裝置(38)。4.根據權利要求3所述的粧(16)，其特征在于，所述第一測量裝置(36)通過包括兩個部 件的管道連接到所述室中的一個(46)，所述兩個部件中的一個相對于另一個傾斜或垂直。5.根據前述權利要求中任一項所述的粧(16)，其特征在于，所述粧具有空氣動力學外 形，諸如為雙凸對稱型的NACA外形。6.根據從屬于權利要求2的權利要求5所述的粧(16)，其特征在于，所述第一測量裝置 (36)位于所述外形的前緣(60)上，以及所述第二測量裝置(38)位于所述外形的側部(64)上。7.根據權利要求6所述的粧(16)，其特征在于，所述第二測量裝置(38)位于所述外形的 以下區域中:在該區域，壓力系數Cp具有大體上最大的值。8.推進單元(10)，其特征在于，所述推進單元(10)包括根據前述權利要求中任一項所 述的粧(16)。9.根據權利要求8所述的推進單元(10)，其特征在于，所述粧(16)相對于所述推進單元 的縱向軸線具有大體上徑向的定向，并在所述推進單元的吊艙(14)的外表面上至少部分地 突出，測量裝置(36,38)位于所述粧的徑向外端附近。10.用于設計根據權利要求1至7中任一項所述的粧(16)的方法，其特征在于，所述方法 包括以下步驟:-確定所述粧的空氣動力學外形，諸如為雙凸對稱型的NA C A外形，-將用于測量最大壓力的第一裝置(36)定位在所述外形的前緣(60)上，-通過計算確定壓力系數Cp沿著所述外形的分布，并由此推導出所述外形的以下區域: 在該區域，該系數具有大體上最大的值，以及-將用于測量最小壓力的第二裝置(38)定位在所述區域中。
【文檔編號】B64D29/00GK105992733SQ201480065800
【公開日】2016年10月5日
【申請日】2014年11月25日
【發明人】亞歷山大·利昂, 朱利安·帕維萊, 朱利安·塞恩-烏爾帕
【申請人】斯奈克瑪