专利名称：飞行器发动机舱进气口组件的制作方法
飞行器发动机舱进气口组件本发明专利申请特别涉及一种飞行器发动机舱进气口组件。装备有这种进气口组件的发动机舱在附图0中大致示出。在此图中可以看到，这种进气口组件1位于发动机舱的上游，使得能够将空气从 外部朝着飞行器发动机的风扇2引导。从现有技术已知并如
图1-3所示，进气口组件1可包括进气口结构3和位于其下 游的声学罩5。进气口结构3包括进气口唇缘7、构成进气口结构的前缘的周边元件以及延伸了 进气口唇缘7的外部的外板9。声学罩5基本上包括具有声音吸收能力(例如蜂窝结构)、大致为圆柱形形状并安 装在飞行器发动机的风扇壳体(未示出)上的固定位置的板。进气口结构可以被安装成能够在发动机的轴线的方向D上、在图1-3所示的工作 位置和维护位置之间滑动；在工作位置上，声学罩位于唇缘的内部边缘的连续部上，在维护 位置上，此结构向上游运动远离声学罩。在图1-3所示的工作位置上，重要的是唇缘的下边缘尽可能完美地与声学罩对 准，从而确保空气动力连续性以及唇缘相对于声学罩的出色密封，并还使得通过进气口结 构传递到声学罩的力得到适当吸收。在图1-3可以看出，在现有技术中通过使用唇缘7和声学罩5之间的不同连接件 来获得所需的密封效果唇缘7和声学罩5的上游边缘之间的密封件13(图1)、唇缘7的 折转部和声学罩5之间的连接销15(图2)、或者唇缘7的倾斜的边缘和声学罩5的一体的 部分之间的密封件17 (图3)。因此需要在此唇缘和声学罩之间提供最小间隙，这种间隙的缺陷在于当进气口结 构打开用于维护工作时会造成进气口结构卡住的风险，并且当闭合此进气口结构时难以将 其安装到声学罩上。本发明的目的尤其在于克服这种缺陷。本发明的目的通过飞行器发动机舱进气口组件来实现，该进气口组件包括进气口 结构和声学罩，该进气口结构包括进气口唇缘，该声学罩在进气口唇缘的下游延伸并被设 计成安装在所述固定结构上，所述进气口结构被设计成能够相对于所述固定结构在工作位 置和维护位置之间运动，在工作位置上，所述唇缘接触所述声学罩，在维护位置上，所述唇 缘向上游运动远离所述声学罩，这种组件的特征在于该组件包括能够相对于所述声学罩对 中该唇缘的滚动装置。这些滚动装置的存在使得能够在唇缘和声学罩之间具有最小的间隙，以避免在进 气口打开过程中卡住以及在进气口关闭过程中受阻的任何风险。根据本发明的进气口组件的其它可选特征所述滚动装置包括附接到所述进气口结构的滚子；所述滚子被安装到所述进气口唇缘；所述滚子被安装在所述唇缘的延伸部的内部，此延伸部设有用于所述滚子的工作的部分通过的开口；所述延伸部具有倾斜的端部；所述滚子被安装到所述唇缘的内部隔壁上；用于所述滚子的支承板被附接到所述声学罩；所述支承板被附接到所述声学罩的一体的部分；所述滚动装置包括能够安装在所述固定结构上的滚子；所述滚动装置包括被安装在所述声学罩上的滚子；所述唇缘具有用于适所述滚子的支承延伸部；所述滚动装置包括被附接到所述声学罩的滚动通道以及附接到所述唇缘的销，所 述销被设置成伸入所述通道；所述组件设有用于调节所述滚动装置的位置的调节装置；所述组件设有用于将所述滚动装置返回到其支承位置的弹性返回装置。本发明还涉及一种装备有如上所述的进气口组件的飞行器发动机舱。通过以下描述并结合对附图的审视，将明白本发明的其它特征和优点，附图中图0是在本专利申请的前面部分提到的现有技术的通用发动机舱的剖视示意图；图1-3是图0的发动机舱的区域Z的纵向剖面示意图，表示本专利申请的前面部 分提到的现有技术的多种类型的进气口组件；图4-14是根据不同实施例的本发明的进气口组件的纵向剖面的示意图；图 4bis、7bis、llbis、12bis、14bis 是沿着图 4、7、11、12、14 的各自平面 P 截取的 这些附图所示变型的剖面图；图15和16是沿着图13和14的各自平面P截取的滚动通道的两个变型实施例的 剖视图。在所有这些附图中，相同的附图标记表示相同或类似的元件或成组元件。还应该注意到将使用术语“上游”和“下游”，对于这两个术语需要根据空气相对于 进气口组件的流动方向来理解，即在目前的情况下为所有附图中的左和右。参照图4和4bis，可以看到经由支架27以绕轴转动的方式安装在唇缘7的延伸部 21内的滚子19。形成在延伸部21内的开口 23使得滚子19与声学罩5上的用于此滚子9的支承 板25配合。延伸部21优选地围绕唇缘7的所有或几乎所有周边形成。类似于滚子19的多个滚子围绕此周边分布。在图5所示的实施例中，延伸部21采取相对于唇缘7的简单折转部的形式，用于 滚子19的支承支架27固定到该折转部。在图6的实施例中，支承滚子19的支架27被固定到声学罩5并与唇缘7的L形 延伸部21配合。在图7和7bis的实施例中，支架27以及其相关的滚子19被安装在唇缘7的具有 倾斜的的下游边缘的延伸部21上，使得在唇缘从其维护位置运动到其正常工作位置时更 容易将唇缘7安装至声学罩5。将注意到作为图4和4bis的变型，延伸部21具有允许滚子19通过的开口 23，从而使其与支承板25配合。在图8所示的变型中，声学罩5的上游边缘四具有平整的所谓的“一体的”结构， 该结构极度紧凑和牢固。在这种情况下，板25可被固定至此边缘四，延伸部21接着设置在唇缘7的内表面 31的连续部上。在图9所示的变型中，由支架27和滚子19构成的每个套件被固定到进气口唇缘 的内部隔壁33，内部隔壁可以例如是限定用于进气口唇缘的除冰隔室35的隔壁。在图9的变型中，以类似于图8的情况的方式，通过设置在该罩的一体的上游边缘 29上的板25，滚子19与声学罩5发生抵靠。在图10的变型中，支承板25设有悬置件，并位于声学罩5的上游，并且隔壁33的 折转部36确保进气口唇缘7与声学罩5的连续性。除了滚子19均安装在以可调节的方式安装在固定支架27内的活动支架37上的 事实之外，图11和IlbiS示出了类似于图7和7bis的变型。置于固定支架27和活动支架37之间的诸如螺栓39的调节装置使得能够调节滚 子19的径向位置(也就是说在图11和Ilbis所示的方向R上)。在图12和12bis所示的变型中，诸如弹簧的弹性返回装置41取代了调节装置39。 置于固定支架27和活动支架37之间的这些弹性返回装置使得能够将滚子19带回至与板 25接触。在图13所示的变型中，进气口唇缘7的下游边缘设有多个销43，这些销43与形成 在声学罩5的上游边缘内的各自通道45配合。每个通道45装备有能够与销43配合的诸如滚珠46的滚动装置。通过销43的端部的倾斜的形状有助于这些销43在各自的通道45中的伸入。在图14和14bis的实施例中，销43被固定至唇缘7的径向延伸部21，并且与附接 到声学罩5的径向外表面的滚动通道45配合。如图15所示，这些附接的滚动通道45通常包括本体47，在本体内例如安装有大致 呈120度隔开的、与各自销43配合的三个圆柱形滚子49a、49b、49c。滚子的数量没有限制；本领域技术人员将根据对中系统的安装过程中结构所遇到 的力传递角度来确定滚子的数量。在图16所示的变型中，可以看到滚子49a、49b、49c可以通过弹性支承装置51a、 51b、51c安装在本体47内部，使得在垂直于这些滚子的转动轴的方向上具有一定的柔性。作为变型(未示出)，还可以设置成滚子49a、49b、49c经由弹性塑料元件安装在其 各自轴上，使得能够获得大致与弹性装置51a、51b、51c相似的效果。本发明的工作模式和优点直接从以上描述中得以清楚。对于维护操作，需要将进气口唇缘7向上游滑动远离声学罩5，从而能够使用例如 定位在进气口唇缘7的内部或声学罩5的外部的元件。在滑动过程中，滚子19、滚珠46或滚子49使得能够限制进气口唇缘相对于声学罩 的摩擦，并因此有助于滑动运动，并消除任何卡住的风险。当希望将进气口唇缘返回到其工作位置时，也就是说朝着声学罩5使其向下游滑 动，滚子19、滚珠46或滚子49使得进气口唇缘可以没有阻碍的靠接在声学罩5上，尽管这些成套元件之间存有间隙。其被计算成尽可能小，以满足密封、优化空气流动以及力的传递 的局限性。板25的存在使得能够在声学罩5上分散由滚子19传递的力。调节装置39的存在使得能够在进气口唇缘7在声学罩5上的初始安装时，和/或 随后尤其是在进气口唇缘7和/或声学罩5的略微变形的情况下，来径向调整滚子19的位置。弹性返回装置41 (或51a、51b、51c)的存在使得能够特别是在与进气口装置相关 的发动机故障的情况下，获得进气口唇缘7和声学罩5之间传递的力的一定缓冲。当然，本发明绝不局限于所描述和绘示的实施例，其仅仅特别地作为示例。滚子可以置于进气口结构的外板和支承声学罩的固定结构(罩附接凸缘或风扇 壳体)之间。如进气口唇缘相对于声学罩的运动的描述，本发明的理念还可用于飞行器发动机 舱的其它活动部件。所有描述的发明创造可单独使用或彼此结合使用，尤其是与诸如相应孔内的销的 传统对中系统结合使用。
权利要求
1.一种飞行器发动机舱进气口组件(1)，包括进气口结构(3)和声学罩(5)，该进气 口结构(3)包括进气口唇缘(7)，该声学罩(5)在所述进气口唇缘(7)的下游延伸并被设 计成安装在固定结构(2)上，所述进气口结构(3)被设计成能够相对于所述固定结构(2) 在工作位置和维护位置之间运动，在所述工作位置上，所述唇缘(7)与所述声学罩(5)接 触，在所述维护位置上，所述唇缘(7)向上游运动远离所述声学罩(5)，这种组件的特征在 于该组件包括使得能够将所述唇缘(7)相对于所述声学罩( 对中的滚动装置(19 ；46 ； 49a-49c)。
2.如权利要求1所述的组件，其特征在于，所述滚动装置包括附接至所述进气口结构 (3)的滚子(19)。
3.如权利要求2所述的组件，其特征在于，所述滚子(19)安装在所述进气口唇缘(7)上。
4.如权利要求3所述的组件，其特征在于，所述滚子(19)安装在所述唇缘(7)的延伸 部的内部，该延伸部设有用于所述滚子(19)的工作的部分通过的开口 03)。
5.如权利要求4所述的组件，其特征在于，所述延伸部具有倾斜的端部。
6.如权利要求2-5中任一项所述的组件，其特征在于，所述滚子(19)安装在所述唇缘 (7)的内部隔壁(33)上。
7.如权利要求2-6中任一项所述的组件，其特征在于，用于所述滚子(19)的支承板 (25)被附接至所述声学罩(5)。
8.如权利要求7所述的组件，其特征在于，所述支承板05)被附接至所述声学罩(5) 的一体的部分09)。
9.如权利要求1所述的组件，其特征在于，所述滚动装置包括能够安装在所述固定结 构(2)上的滚子(19)。
10.如权利要求1所述的组件，其特征在于，所述滚动装置包括安装在所述声学罩(5) 上的滚子(19)。
11.如权利要求10所述的组件，其特征在于，所述唇缘(7)具有用于所述滚子(19)的 支承延伸部01)。
12.如权利要求1所述的组件，其特征在于，所述滚动装置包括附接至所述声学罩(5) 的滚动通道0 以及附接至所述唇缘(7)的销(43)，所述销被设置成伸入所述通道(45)。
13.如上述权利要求中任一项所述的组件，其特征在于，该组件设有用于调节所述滚动 装置(19)的位置的调节装置(39)。
14.如上述权利要求中任一项所述的组件，其特征在于，该组件设有用于将所述滚动装 置(19 ；49a-49c)返回到其支承位置的弹性返回装置(41 ；51a-51c)。
15.一种飞行器发动机舱，其特征在于，该飞行器发动机舱装备有如上述权利要求中任 一项所述的进气口组件(1)。
全文摘要
一种飞行器发动机舱进气口组件，包括进气口结构和声学罩(5)，进气口结构包括进气口唇缘(7)，声学罩(5)在该进气口唇缘(7)的下游延伸并被设计成安装在固定结构(2)上，所述进气口结构(3)被设计成能够相对于所述固定结构(2)在工作位置和维护位置之间运动，在工作位置上，所述唇缘(7)与所述声学罩(5)接触，在维护位置上，所述唇缘(7)从所述声学罩(5)分离向上游运动。这种组件的特征在于其包括设计成将唇缘(7)相对于所述声学罩(5)对中的滚动装置(19)。
文档编号B64D33/02GK102066198SQ200980123393
公开日2011年5月18日 申请日期2009年4月27日 优先权日2008年6月25日
发明者居·伯纳德·沃琪尔 申请人:埃尔塞乐公司