用于操作飞行器推进单元的操作组件和方法

技术领域

本发明涉及一种用于操作飞行器推进单元的组件和一种用于操作这种飞行器推进单元的方法。

背景技术

多发动机飞行器由多个推进单元驱动，每个推进单元包括容纳在机舱中的涡轮喷气发动机。

如图1所示，推进单元1包括机舱3和涡轮喷气发动机5，例如双流式类型的涡轮喷气发动机，能够经由旋转风扇的叶片产生热气流(也称为主流)和冷气流(也称为次气流)，该冷气流通过形成在机舱的两个同心壁之间的环形通道7(也称为环形流道)在涡轮喷气发动机外部循环。主流和次流在机舱的后部从涡轮喷气发动机喷出。

该机舱通常具有管状结构，包括位于涡轮喷气发动机上游的上游段或进气道9、用于围绕涡轮喷气发动机的风扇的中间段11、用于围绕涡轮喷气发动机的燃烧室的下游段13，该下游段13承载推力反向装置，并且能够由位于涡轮喷气发动机下游的喷嘴终止。

为了对机舱进行维护操作，希望能够独立于机舱的中间段和下游段操纵机舱的进气道。

参照图2，其示出了允许操纵进气道的现有技术的实施例。

现有技术的操作组件15包括两个吊索17，其下端连接并紧固到机舱的进气道9的外壁19，在机舱操作时与围绕机舱流动的外部气流接触。

为此目的，机舱在其外壁19处包括两个或更多个紧固点21，形成吊点，支撑吊索17的配件安装在该吊点上。

当吊索17安装在进气道9的吊点21上时，操作者可以例如如图3所示通过竖直倾斜进气道来操纵进气道，以便能够将进气道以该竖直位置放置在地面上。

对于飞行器制造商来说，一个反复出现的问题是减少机舱的空气动力学扰动。为此目的，机舱制造商寻求使机舱的某些表面、特别是机舱的外壁光滑。

该目的可以通过提供一种机舱来部分地实现，该机舱包括被称为层状进气道的进气道，也就是说，没有空气动力学褶皱的进气道，也就是说，特别地，没有用于紧固配件的点，现有技术的操作组件的吊索旨在安装在该配件上。

从机舱的进气道的外壁移除紧固点使得在层状机舱上使用现有技术的这种操作组件是不相容的。

发明内容

本发明的目的是通过提出一种用于操作机舱的进气道的组件来解决上述缺点，该操作组件尤其是在其外壁处不包括附接点的类型。

为此目的，本发明涉及一种用于操作包括机舱和飞行器涡轮喷气发动机的推进单元的组件，所述操作组件的显著之处在于其包括：

-操作外罩，当所述推进单元安装在所述操作组件上时，所述操作外罩至少覆盖所述机舱的进气道的外壁的半圆周，

-至少两个吊索紧固连接部，所述吊索用于连接到所述操作组件外部的提升系统。

因此，通过提供包括设计成接收吊索紧固连接部的操作外罩的操作组件，操作组件可以特别地用在进气道是层状的机舱上，也就是说，不包括现有技术中用于安装吊索的配件紧固点。

根据本发明的操作组件的可选特征：

-所述操作外罩还包括至少两个袋状部，用于接收所述至少两个吊索紧固连接部，设计成将所述至少两个吊索紧固连接部保持在所述操作外罩上的位置；

-吊索紧固连接部包括：

-板件，其成形为插入到接收袋状部中，以及

-吊索紧固配件，其固定至所述板件，设计成接收吊索。

-用于接收所述至少两个吊索紧固连接部的袋状部位于操作组件的纵向平面的任一侧；

-用于接收所述至少两个紧固连接部的袋状部包括用于将所述接收袋状部封闭在操作外罩上的装置；

-用于将所述接收袋状部封闭在操作外罩上的装置是维可牢

-操作外罩包括横向延伸部，所述横向延伸部成形为当推进单元安装在操作组件上时至少部分地覆盖机舱的进气道的下游边缘的圆周；

-根据一个实施例，操作组件包括可膨胀柔性元件，当所述可膨胀柔性元件膨胀时，所述可膨胀柔性元件在推进单元安装在所述操作组件上时至少与机舱的进气道的内壁接触；

-当所述可膨胀柔性元件膨胀时并且当推进单元安装在所述操作组件上时，所述可膨胀柔性元件占据由机舱的进气道的内壁限定的整个内部空间；

-根据一个实施例，可膨胀柔性元件包括上游凸起，当所述可膨胀柔性元件膨胀时并且当推进单元安装在所述操作组件上时，所述上游凸起与机舱的进气道的前缘接触；

-操作组件包括主紧固带，其第一端附接到可膨胀柔性元件，并且其第二端附接到操作外罩；

-操作组件包括圆周主带，其定位在凸缘上，用于将机舱的进气道紧固在涡轮喷气发动机的风扇壳体的上游；

-操作组件包括附加紧固带，其第一端附接到圆周主带，并且其第二端附接到操作外罩。

本发明还涉及一种用于操作推进单元的方法，所述推进单元包括：

-包括进气道的机舱，以及

-飞行器涡轮喷气发动机，包括风扇壳体，所述机舱的所述进气道附接在所述风扇壳体上，

所述操作方法的特征在于，其包括以下连续步骤，所述连续步骤旨在执行：

-利用操作外罩覆盖机舱的进气道的外壁的至少半圆周；

-将吊索紧固连接部定位在操作外罩上；

-通过吊索将吊索紧固连接部连接到所述操作组件外部的提升系统；

-将所述进气道从所述涡轮喷气发动机的风扇壳体上拆卸下来。

在一些实施例中，在旨在将吊索紧固连接部定位在操作外罩上的步骤期间，吊索紧固连接部定位在用于接收操作外罩的袋状部内。

在一些实施例中，操作方法包括在包括用操作外罩覆盖机舱的进气道的外壁的至少半圆周的步骤之前的第一附加步骤，第一附加步骤旨在使操作组件的可膨胀柔性元件在由机舱的进气道的内壁限定的内部空间内膨胀，直到所述柔性元件至少与机舱的进气道的内壁接触。

在一些实施例中，操作方法包括在将进气道从涡轮喷气发动机的风扇壳体上拆卸下来的步骤之后的第二附加步骤，第二附加步骤旨在通过将主紧固带的第一端附接到可膨胀柔性元件上并将所述主紧固带的第二端附接到操作外罩上来固定所述操作组件。

根据本发明的操作方法的一个实施方式，该操作方法包括在将进气道从涡轮喷气发动机的风扇壳体上拆卸下来的步骤之前的第三附加步骤，该第三附加步骤旨在将圆周主带安装在涡轮喷气发动机的风扇壳体上游的机舱的进气道的紧固凸缘上，并且旨在通过附加紧固带将所述主带附接至操作外罩的可膨胀柔性元件。

附图说明

在阅读以下详细描述时，本发明的其它特征和优点将变得显而易见，为了理解该详细描述，将参考附图，其中：

图1是现有技术的推进单元的纵向剖视图；

图2和图3示出了支撑涡轮喷气发动机机舱的进气道的现有技术的操作组件；

图4和图5表示根据本发明第一实施例获得的操作组件的立体图，该操作组件支撑飞行器涡轮喷气发动机机舱进气道；

图6是图5的区域VI的主视详细视图；

图7是根据本发明第二实施例获得的支撑飞行器涡轮喷气发动机机舱进气道的操作组件的立体图；

图8至10示出了进气道的拆卸顺序，进气道由根据本发明的第二实施例获得的操作组件操作。

具体实施方式

在说明书和权利要求书中，术语“上游”和“下游”应理解为相对于由机舱和涡轮喷气发动机形成的推进单元内部的气流的循环，也就是说参考图1的从左到右。

类似地，参照相对于推进单元的纵向轴线的径向距离，将以非限制性方式使用术语“内部”或“内”和“外”或“外部”，术语“内”或“内部”定义了径向上更靠近机舱的纵向轴线的区域，与术语“外”或“外部”相对。

此外，在说明书和权利要求书中，为了阐明说明书和权利要求书，将参照附图中所示的直接三面体L、V、T无限制地采用术语“纵向”、“垂直”和“横向”来表示，所述直接三面体L、V、T的纵轴L平行于操作组件的纵轴，当推进单元由操作组件支撑时，操作组件的纵向轴线对应于推进单元的纵向轴线。

此外，在所有附图中，相同或相似的附图标记表示相同或相似的构件或构件组。

参照图4和图5，其以立体图示出了根据本发明第一实施例获得的操作组件31，其支撑涡轮喷气发动机机舱的进气道33，图4和图5中分别示出了处于打开位置和处于关闭位置的操作组件。

操作组件31包括操作外罩35，其设计成支撑涡轮喷气发动机舱进气道。为此目的，操作外罩35可以例如以任何纺织技术织物获得，例如

操作外罩35覆盖进气道33的外壁37。在操作组件31的第一实施例中，当操作组件处于关闭位置时，操作外罩35优选地覆盖进气道的外壁37的整个圆周。然而，可以考虑将操作外罩31的尺寸设计成使得当操作组件处于关闭位置时，其仅覆盖进气道的外壁37的半圆周。

由于关闭装置，例如当处理组件支撑进气道时，关闭装置定位在十二点钟，从而实现操作外罩35。这种关闭装置例如可以通过维可牢型的自夹紧带38获得。

根据一个实施例，操作外罩31包括横向延伸部39，其成形为覆盖机舱的进气道33的下游边缘41的全部或部分圆周。

操作组件31还包括两个连接部43(图4和5中仅示出一个)，其允许吊索45的紧固。吊索45用于连接到操作组件31外部的提升系统47，该提升系统允许操纵支撑机舱的进气道的操作组件。为此目的，操作外罩35包括用于接收吊索紧固连接部的两个袋状部49。用于接收吊索紧固连接部43的袋状部49优选位于操作组件的纵向平面(L、V)的任一侧。接收袋状部49设计成将吊索紧固连接部43保持在操作外罩35上的位置。

参照图6，其是图5的区域VI的主视详细视图，并且示出了其中插入有吊索紧固连接部43的接收袋状部49。

根据一个实施例，吊索紧固连接部43包括板件51和固定到板件51的配件53，吊索45紧固在所述配件上。板件51被成形为可插入到接收袋状部49中。接收袋状部49采用矩形的总体形状，其沿着由图中所示的直三面体L、V、T限定的纵向轴线L延伸。

接收袋状部49具有开口55，其接收吊索紧固连接部43的配件53。接收袋状部49还配备有闭合装置，允许其闭合在操作外罩35上，这可以借助于维可牢类型的自夹紧带或拉链来获得。

参照图7，其以立体图示出了根据本发明第二实施例获得的操作组件31，该操作组件支撑涡轮喷气发动机机舱的进气道33。

根据该第二实施例，操作组件31还包括可膨胀柔性元件57，其例如可以由诸如PVC的塑料材料获得。

可膨胀柔性元件57包括采用大致圆柱形形状的中心囊59。当推进单元安装在所述操作组件上时，可膨胀柔性元件57在膨胀时与机舱的进气道33的内壁接触，进气道的内壁由在推进单元操作时与推进单元吸入的气流接触的壁限定。当可膨胀柔性元件57膨胀时，其占据了当推进单元安装在操作组件31上时由机舱的进气道的内壁限定的整个内部空间。

根据一种变型，可膨胀柔性元件57包括上游凸起61或上游线圈，其可采用大致环面形状。当膨胀时，当推进单元安装在操作组件31上时，上游凸起61与机舱的进气道33的前缘接触。

上游凸起61可以是可膨胀柔性元件57的整体部分，也就是说，中心囊59在其上游部分处由上游凸起61延伸。

可替代地，上游凸起61可与中心囊59相关联。在这种情况下，可膨胀柔性元件57包括两个独立的子组件，这两个子组件一方面由中心囊59形成，另一方面由上游凸起59形成。

当操作组件31支撑进气道时，这种上游凸起61的存在限定了在进气道33的前缘处的止动件。

这允许保护机舱的进气道免受在其操纵期间可能发生的可能的冲击。

根据该第二实施例获得的操作组件31的一个实施例，操作组件可包括分布在操作外罩35的周边上的多个主紧固带65。每个紧固带65包括附接到可膨胀柔性元件57的第一端67和附接到操作外罩35的第二端69。35.为此目的，上游凸起61和中心囊59包括主紧固带的多个锚定点。一旦就位，主紧固带确保将操作外罩保持在可膨胀柔性元件上。因此，紧固带允许操作外罩围绕进气道张紧。

现在参考图8至图10描述根据本发明第二实施例获得的由操作组件31实施的操作方法，这些图示出了进气道33的拆卸顺序。

在图8至图10所示的示例中，人们试图操纵机舱的进气道33。为了更好的可视性，机舱的中间和下游段从图中隐藏。机舱的进气道33经由圆周下游紧固凸缘73安装在涡轮喷气发动机71的风扇壳体上。

操作组件31的可膨胀柔性元件57在由机舱的进气道的内壁限定的内部空间内膨胀。一旦膨胀，可膨胀柔性元件57与机舱的进气道的内壁接触。如果可膨胀元件包括上游凸起，则该上游凸起在该阶段也膨胀。

机舱的进气道33的外壁37然后由于操作外罩35而被覆盖。如前所示，至少进气道外壁的半圆周被操作外罩35覆盖。

机舱的风扇机罩(未示出)然后被打开或拆卸，这些机罩围绕涡轮喷气发动机的风扇壳体。

在这个阶段，可以可选地将圆周主带75安装在涡轮喷气发动机71的风扇壳体上的机舱的进气道的紧固凸缘73上，然后通过附加紧固带77将主带75附接到操作外罩35。

然后，吊索紧固连接部43定位在用于接收这些连接部的袋状部49内，这些连接部是操作外罩35的一部分。当紧固连接部43定位在接收袋状部49中时，袋状部49由于闭合装置而闭合，并且吊索紧固连接部43经由吊索45连接到提升系统47。

当进气道33连接到提升系统47时，进气道33与涡轮喷气发动机71的风扇壳体分离(图9)。

由于主紧固带65，操作组件被固定。为此目的，主紧固带的第一端67附接到可膨胀柔性元件57，并且主紧固带的第二端69附接到操作外罩35。

根据一个实施例，主紧固带65一方面将操作外罩35连接到可膨胀柔性元件57的上游凸起，另一方面在可膨胀柔性元件57的中心囊59的下游边缘79处连接到可膨胀柔性元件57的中心囊59。

当然，本发明不限于仅通过示例性实例在上文描述的该操作组件和该操作方法的仅有实施例，相反，本发明包括涉及所述装置的技术等同物的所有变型及其组合，如果这些变型及其组合落入本发明的范围内的话。