[发明专利]飞行器发动机舱进气口组件

说明书

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、11bis、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。