[发明专利]具有辅助动力单元的飞行器后机身尾锥结构

说明书

发明目的

本发明的目的是获得飞行中的飞行器所产生的寄生阻力和由于飞行器的不断增加的动力需要而带来的辅助动力单元(下简称“APU”)的不断增大的尺寸之间的最佳关系。这意味着，本发明旨在解决在小空间内，即后机身尾锥的小空间内，安装笨重的APU的问题。此外，本发明的目的可以表述为在减小后机身尾锥的尺寸的同时，还能容纳尺寸不断增大的APU。

为了达到上述目的，本发明描述了一种APU在后机身尾锥的隔火舱内的新的布置方式。

本发明的另一个目的涉及一种与此处提到的新的布置方式相关联的支撑装置。

本发明的进一步的目的是放松在维护作业中使用的地面升降机的要求，以及，当在尾锥中执行任何任务时，不对升降机添加尤其是由于尾椎维护门开口而导致的任何额外限制就可以改善例如在后机身尾锥内安装和替换APU的操作。

技术领域

本发明属于航空工业，涉及飞行器的后机身尾锥结构。

更具体地，本发明涉及容纳在飞行器后机身尾锥的隔火舱内的APU的布置以及关联的支撑装置。

背景技术

众所周知，在航空工业，飞行器的后机身尾锥(通常称为尾锥)容纳有至少一个APU，APU用来实现以下主要功能：

-当主发动机不运行时为飞行器系统提供动力；

-无需外部动力而启动主发动机；

-当主要发动机不运行时为飞行器提供动力，例如飞行器在机场登机口处等待时；

-为飞行器系统生成电力；以及

-为气动系统提供热空气。热空气供给空气调节系统和/或防冰系统。

对APU的需求依赖于飞行器系统架构。例如，对于全电力系统架构而言，可能不需要气动系统。

将APU容纳在后机身尾锥内，在APU中起火的情况下非常有帮助，因为后机身尾锥与飞行器的压力舱是隔离的。

随着时间的推移，飞行器制造商面临越来越大的在增加由APU提供给飞行器的动力量方面的压力，因此，APU变得更大更重，在APU内进行维护作业所需的尾锥维护罩变得越来越大，这就必需更大的尾锥形状，而这与需要减少飞行中飞行器产生的寄生阻力的空气动力效率的飞行原则相违背。这意味着尾锥的形状应该倾向于最小化其尺寸，而不应像现在一样倾向于增大。

通常，APU容纳在尾锥的隔火舱内。隔火墙将隔火舱与尾锥结构的其余部分分隔开。

在典型的尾锥中，APU位于隔火舱内并且关于飞行器纵轴线呈对称分布，由一些棒支撑，可从发动机两侧通达以进行维护。

因此，正是在尾锥的隔火舱内，需要通达性以便在APU设备单元和不同支架周围执行不同的维护任务。

值得注意的是，在本说明书通篇中，当提到APU“具有通达性”或“可通达”时，应理解为在容纳有APU的同一空间内能够进入人去执行维护任务，这意味着，维护人员能进入到APU周围限定的维护罩内。

根据上述定义，尾锥的一侧可能具有局部登记门(local register door)以便查看和接触APU的指令这一事实并不能使APU的那侧在本说明书的预定含义下是“可通达的”。

此外，飞行器后机身尾锥内APU的支撑必须符合APU及其关联设备单元的可替换性/可交换性概念。

传统上，APU由三或四个锚点支撑，并涉及大量的棒，大约七或八根。此类APU支撑装置产生的问题是，完成安装需要大量的时间和花费。因此，本发明进一步描述了一种采用所提出的新结构安装的APU所用的新的支撑装置，其减少了所需棒的数量，也就减少了完成安装所需的时间量。

因此渴望找到APU在后机身尾锥内的最优布局，同时找到一种新的支撑装置，其能够实现所需布局，并保持空中航行法律要求的可靠性标准。

发明内容

本发明的设计是为了克服上述传统APU布局中的缺点。

本发明意在改善上述尾锥的空气动力学要求与APU不断增大的尺寸之间的关系。因此，本发明为具有辅助动力单元的飞行器后机身尾锥提出了一种新的结构，其中后机身尾锥的隔火舱构成用于辅助动力单元的壳体。辅助动力单元关于后机身尾锥的纵轴线(X)侧向地非对称被容纳，并且辅助动力单元直接紧固附接到隔火舱的结构蒙皮壁(structural skin wall)上。

这种关于飞行器纵轴线非对称的新布局，使得可从单侧通达位于飞行器尾锥隔火舱内的APU。