航空器排放管柱的制作方法

本发明涉及一种用于从航空器的不同源中排放液体的排放管柱，更具体地涉及辅助动力单元(auxiliarypowerunit，apu)的舱室的排放管柱。

背景技术：

航空器的辅助动力单元(apu)的已知排放系统包括用于通过重力或压力差将积聚在apu舱室中的任何液体向大气排放的管柱。管柱应该能够释放小部分流体和大量流体泄露，后一种情况是筛分情况(sizingcase)。

已知的apu排放管柱由具有或不具有倒角端的管组成。所述排放管柱包括：

-第一端，构造成用于与要从航空器中排出的液体的源连接；

-第二端，构造成用于向大气中排放所述液体；

-内表面，构造成用于接触排出的液体；和

-外表面，能够接触排放管柱周围以顺压梯度或逆压梯度运行的气流。

每个管柱通常具有用于容纳来自任何源的流体的容器。该容器能够将流体向最终排放管柱引导。管柱的形状使得流体液滴通过管道的内表面并最终释放到周围环境中。因此，液膜在管道内壁中自由流动。

在少量泄漏的情况下，液滴并不总是很好地释放，并且频繁出现这样的情况，一旦液滴到达管柱的开口端而不是得到释放，则其粘附到排放管柱的外表面向上直到机身，因为当航空器飞行时，气流可以强大到足以将液滴向排放管柱的后外表面推动。

除了与不适当释放液滴相关的先前所述缺点之外，这些管柱也是航空器寄生阻力的来源。

本文中所述发明试图避免这些现象。

技术实现要素：

本发明已经应用于apu舱室，但其也可以应用于排放管柱所在航空器的其它区域。

本发明的目的是控制液滴泄漏路径以便在不影响寄生阻力的情况下避免机身污染。

本发明的排放管柱对象包括与管的内表面连接的内缘，所述内缘为位于相对于航空器的水平面倾斜的平面中的缘，并且所述内缘的最下部位于管的第二端。因此，内缘位于相对于水平面倾斜的平面中，使得液滴通过重力沿所述内缘移动。

因此，接近开口端的液滴通过重力或压力差在内缘上流动，并由于缘的倾斜而被引导到所述缘最下端。

在管具有相对于航空器的水平面也倾斜的开口端的情况下，内缘可以位于所述开口端的边缘处遵循管的边缘的倾斜度。在管的端部位于水平面的情况下，缘位于不同一个平面中，所述平面相对于管的边缘倾斜，但是内缘的最下部位于管的边缘。在管柱中存在逆压梯度的情况下，缘还释放液滴。

排放管柱还包括位于内缘的最下部，用于排放液体的孔，并且在使用时孔位于面向进入气流的管的部分。内缘和孔构造成使得在第二端处，通过重力引导液体通过内缘到达孔，从而排出液体由进入气流推向大气中。

根据上述，本发明实现了一种允许正确地释放液滴的排放管柱，避免流体粘附到机身，并且所述排放管柱能够通过将管柱内的流体向更适合的释放位置引导来解决前述缺点，而与所述流体流动的地方无关。

因此，本发明包括可与舱室下部或液体源连接的管柱，其通过在管的端部处设置内缘来避免液滴粘附到机身，该内缘将液滴向雾区引导，缘中的孔在所述雾区中与进入气流结合以喷射液滴，从而避免再次粘附到尾锥部整流罩。

本发明的另一个目的是提供一种包括根据上述技术特征的排放管柱的航空器的辅助动力单元和一种包括根据上述技术特征的排放管柱的航空器。

附图说明

图1a和图1b为显示流体液滴行为的现有技术的排放管柱的示意性纵向和横向截面图。

图2为根据本发明的第一实施例的排放管柱的示意性纵向截面图。

图3a和图3b为根据本发明的第二实施例的排放管柱的示意性纵向截面图和立体图。

图4a和图4b为根据本发明的第三实施例的排放管柱的示意性纵向截面图和立体图。

图5为具有排放管柱的航空器及其辅助动力单元的示意性立体图。

图6为图5所示辅助动力单元舱室和排放管柱的放大示意图。

具体实施方式

图1a示出了航空器的apu舱室的已知排放管柱的基本部件，所述排放管柱包括具有与apu舱室连接的第一端10和用于向大气中排放液体的第二端11的管1。apu舱室通常位于靠近机身的航空器的尾锥部中，并接收apu泄漏的液体。

如图1a所示，与面向进入气流的表面相对的管1的外表面14中的气流分布促使液体液滴粘附到管1的外表面14，使得液滴在外表面14上流动，如图1b所示。

作为替代选择，液滴可以首先从管1中喷射以便后续迅速粘附到机身，而不是在管1的外表面上流动。

图2示出了排放管柱1的实施例，其包括：

-第一端10，可与航空器的apu舱室连接(尽管在所述实施例中，排放管柱1与apu舱室连接，如前所述，其它可能性是可能的，如排放管柱与用于排放任何液体的内管连接)；

-第二端11，用于向大气中排放液体并位于相对于航空器的水平面倾斜的平面中。更具体地，实施例示出了具有垂直于航空器的纵向轴线的纵向轴线15的管1，管1的第二端11相对于航空器纵向轴线倾斜。

管1包括接触排出的液体的内表面13和接触围绕排放管柱的气流的外表面14；和

-内缘2，包括l-形并且与管1的内表面13连接，并且具有与管1的端部相同的倾斜度；以及

-孔3，位于缘2的前表面处并位于倾斜的第二端11的最下部。对于前表面，将其理解为面向进入空气的管1的面。在第二端11不具有倾斜表面的情况下，内缘2应具有允许液滴通过重力向前表面移动的所述倾斜度。

另外，如图2中所讨论的，管1可以包括位于其表面并与内缘2的孔3连通的孔5。

在图3和图4所示的实施例中，管1布置成其纵向轴线15相对于航空器的纵向方向具有锐角α。另外，管1的第二端11相对于航空器的水平面不倾斜。

本发明的另一个实施例包括偏转器4，其与管1的外表面14(见图3)连接，更具体地，与面向进入气流的管1的表面连接，所述偏转器4将气流向靠近孔3的第二端11引导，使得气流推动并迫使流体向下释放。偏转器4包括下端16，其靠近孔3，使得偏转器4将进入气流向流自孔3的排出液体引导，从而使液滴具有垂直分量。

偏转器4有助于控制来自孔3的液滴使其从机身排出。

偏转器4包括平面中的弯曲表面，所述平面包括管1的纵向轴线15和管1的缘2的孔3。所述弯曲表面相对于进入气流凹陷，并因此将所述进入气流向孔3推动，使得所述进入气流为液滴赋予垂直分量，从而在从孔3喷射这些液滴时，使这些液滴远离机身。垂直分量是指垂直于航空器的水平面的分量。

尽管实施例中示出的排放管柱是直管1，但是其它替代方案也是可能的，例如，弯曲形状。

图3和图4公开的实施例还示出了包括围绕管1的整流罩6的排放管柱，为了减少拖曳力，整流罩6的外表面构造成接触进入气流，具有空气动力学轮廓横截面。图3公开了整流罩6和偏转器4的组合，图4公开了整流罩6。

包括所述空气动力学特征的整流罩6将进一步有助于控制来自孔3的液滴，使其平行于机身排出，从而避免其粘附到机身。整流罩6使得管1后的压力场更加均匀，从而修正单独由管1或由管1和偏转器4产生的涡流分离，使流体空气在流过管1之后立即流动，从而平行于机身表面流动。

推荐管1的前部尽可能靠近整流罩6的引导边缘8。其效果是，首先，气流以更多的能量推动液滴向下，使排放更有效；其次，当管1更接近引导边缘8时，剩余的轮廓9修正扭曲的气流。

虽然所有示出的实施例公开的管1具有基本上圆形的横截面，但是其它构造也是可能的，例如，具有基本上椭圆形的横截面，从而允许将孔3分配在最前方位置。事实上，管1甚至可以具有不规则的截面，其目的是尽可能靠近前表面。

由孔3出口处的进入气流产生的声波与和所述孔3直径地相对的管1的内表面发生撞击。其结果是，由于其是锋利的边缘，可能会产生令人不安的口哨声，也可能会由于声学疲劳而损坏排放管柱的部件。

为了避免这些现象，公开了两种不同的实施例。图3示出了第一实施例，其中，管1包括位于管1内表面处与所述管1的最下倾斜边缘直径地相对的圆形边缘7。

图4示出了可以与先前所述第一实施例组合在一起的第二实施例，其中，整流罩6包括构造成平行于航空器的机身的下壁，所述下壁包括：

-第一部分20，其与第二端11的最下边缘位于同一平面中，并包括孔3；以及

-阶梯，其朝向第一端10，并在第二端11中位于孔3及孔3的相对端之间，使得相比于包括孔3的下壁20的第一部分，与孔3相对的管1的内表面位于更靠近第一端10的平面中。

添加到管柱的整流罩轮廓消除了在管1后方产生的涡流分离，因此减小了由管柱产生的寄生阻力。