[发明专利]飞机辅助动力单元的进气门装置

说明书

一种飞机辅助动力单元的进气门装置，能在满足不同工况下的飞机辅助动力单元本体的进气和通风冷却进气需求的同时，减小进气门处的迎风面积，进而减小在空中运行飞机辅助动力单元时的飞行气动阻力。其特征是，包括：进气和通风截面积比可变的进气门，其由外形板、左侧板、右侧板和分流板组成；进气门轴和进气室，进气门轴使进气门的左、右侧板分别固定在进气室上；以及驱动机构，其一端与进气门轴相连接，另一端与进气室相连接，利用驱动机构旋转进气门轴来操纵进气门相对于飞机机身蒙皮的开启角度或者关闭进气门。进气门的进气和通风截面积比被设置成随着开启角度的变小，通风冷却气流进气区域的通风截面积与进气气流区域的进气截面积之比变小。

技术领域

本发明涉及飞机辅助动力单元的进气和通风冷却，更具体地涉及一种进气通风截面积比可变的飞机辅助动力单元的进气门装置。

背景技术

飞机辅助动力单元主要用于起动主发动机和对客舱供气，并为各种机载设备提供辅助电源。通常飞机在地面时主发动机不工作时，主要的气源和电源均来自于飞机辅助动力单元。飞机辅助动力单元需要通过进气系统和通风冷却系统从机身外部吸入气流，进气系统气流用于飞机辅助动力单元自身工作，而通风冷却气流则用于对飞机辅助动力单元的滑油散热器、飞机辅助动力单元舱及飞机辅助动力单元周围的航线可更换单元进行冷却。

现有技术中，飞机辅助动力单元系统的进气主要存在两种形式。

一种形式是通风冷却进气口和飞机辅助动力单元进气口分开。这种形式为了保证在飞行过程中有足够的冷却气流进气量，通常在冷却进气口设置整流罩等装置以实现冲压效果或通过增加风扇以提供足够的进气量。但是，设置整流罩带来飞机阻力的增加进而增加运营成本，而增加风扇会增加系统的复杂性。另外，通常风扇的可靠性相对较差，运营和维护成本较高。

另一种形式是在进气系统中从进气口分流出一部分气流用于冷却。但是，这种形式通常采用一整块共用的进气门，飞机辅助动力单元本体进气气流和通风冷却气流进口截面积固定，无法根据地面和空中等不同的运行状态来调节进气气流与通风冷却气流的配比，并且飞机辅助动力单元在空中运行时，进气门装置在进气门处会产生较大的气动阻力。

由此，如何设计一种能根据不同的运行状态来调节进气气流与通风冷却气流的配比，并且能减小飞机辅助动力单元在空中运行时的飞行气动阻力的进气门装置便成为亟待解决的技术问题。

发明内容

本发明为解决上面提出的技术问题而作，其目的在于提供一种进气通风截面积比可变的飞机辅助动力单元的进气门装置，能根据地面和空中等不同状态的进气和通风需求，调节飞机辅助动力单元本体进气口和通风冷却进气口的截面积配比(即，截面积比可变)，从而在满足不同工况下的飞机辅助动力单元本体的进气和通风冷却进气需求的同时，减小进气门处的迎风面积，进而减小在空中运行飞机辅助动力单元时的飞行气动阻力。

为了实现上述目的，本发明提供一种飞机辅助动力单元的进气门装置，其特征是，包括：进气和通风截面积比可变的进气门，所述进气门由位于顶部的外形板、位于左侧的左侧板、位于右侧的右侧板和位于中间的分流板组成；进气门轴和进气室，所述进气门轴使所述进气门的所述左侧板和所述右侧板分别固定在所述进气室上；以及驱动机构，所述驱动机构的一端与所述进气门轴相连接，另一端与所述进气室相连接，并且利用所述驱动机构旋转所述进气门轴来操纵所述进气门相对于飞机机身蒙皮的开启角度或者关闭所述进气室，所述进气门的内部被所述分流板分割为进气气流区域和通风冷却气流进气区域，所述进气室的内部被分为用于进气气流和用于通风冷却气流的两个腔体，所述进气门的进气和通风截面积比被设置成随着所述开启角度的变小，所述通风冷却气流进气区域的通风截面积与所述进气气流区域的进气截面积之比变小。

优选的是，所述外形板与所述飞机机身蒙皮相匹配，在所述进气门处于关闭位置时，所述外形板与所述飞机机身蒙皮齐平，以封闭所述进气室，而在所述进气门处于打开位置时，所述外形板相对于所述飞机机身蒙皮旋转，以使所述进气室露出。