飞机辅助动力单元的滑动式进气通风机构的制作方法

1.本发明涉及飞机辅助动力单元的进气和通风冷却，更具体地涉及一种飞机辅助动力单元的滑动式进气通风机构。


背景技术：

2.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润滑油散热器、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。
3.飞机辅助动力单元的进气通风机构(更具体地，使用其中的进气门)隔绝了飞机外界环境与飞机辅助动力单元的进气管道、飞机辅助动力单元的内舱。在飞机辅助动力单元工作时，进气门打开，以对飞机辅助动力单元的工作提供所需要的空气。在飞机辅助动力单元关闭时，进气门也关闭，起到了隔绝外部环境，保护系统设备的目的。
4.现有技术中，飞机辅助动力单元的进气通风机构10如图6所示主要由进气门11、进气门转动轴12、进气门作动器13构成，并通过进气门作动器13经由进气门转动轴12将进气门11以旋转的方式推开、关闭。更具体地，进气门作动器13呈线性作动，当进气门11需要打开时，进气门作动器13的推杆13a向前运动，进气门11便围绕进气门转动轴12转动，使得进气门11打开，而当进气门11需要关闭时，进气门作动器13的推杆13a向后运动，进气门11便向反方向转动，使得进气门11关闭。
5.现有技术的飞机辅助动力单元的进气通风机构(的进气门11)的作动方式，设计形式相对简单，但是存在如下不足之处：
6.(1)进气门作动器13的布置位置相对固定。具体地，进气门作动器13需要布置在进气门11的前下方，保证进气门11打开时有一定转动力矩。另外，在一些大型的民用飞机设计中，飞机辅助动力装置的功率较大，进气量大，进气门的面积也较大，这时进气门作动器13也必须相应地选择更大的规格，这给其布置和结构安装造成了一定的困难；
7.(2)进气门作动器13的推杆13a位于进气气流的通过路径中，会对进气造成不必要的扰动。尤其是在进气门11打开时，推杆13a穿过进气管道14的中部，对进气造成了一定的影响。
8.由此，如何设计一种进气门作动器的选择和布置更自由且不会对进气造成影响的飞机辅助动力单元的进气通风机构便成为亟待解决技术问题。


技术实现要素：

9.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飞机辅助动力单元的滑动式进气通风机构，进气门作动器的选择和布置更自由且不会对进气造成影响。
10.为了实现上述目的，本发明提供一种飞机辅助动力单元的滑动式进气通风机构，包括曲面造型与飞机机身蒙皮相匹配的进气门，通过驱动机构使所述进气门打开或关闭，其特征是，所述进气门的长度方向的两侧，各设置一组用于将所述驱动机构的运动转化为能使所述进气门朝将进气口打开或关闭的方向移动的传动机构，所述传动机构在两端与所述进气门和所述驱动机构连接，所述滑动式进气通风机构还包括进气门转动轴和驱动轴，所述进气门转动轴将位于所述进气门的长度方向的两侧的所述传动机构的靠所述进气门一侧的端部与所述进气门连接，所述驱动轴将位于所述进气门的长度方向的两侧的所述传动机构的靠所述驱动机构一侧的端部连接，并且所述驱动轴与所述驱动机构连接，所述滑动式进气通风机构在所述进气门的长度方向的一侧和另一侧上，两组运动限制机构各自相对于所述进气门设置在所述进气门的长度方向上的外侧。
11.优选的是，所述传动机构是转动连杆，所述转动连杆因所述驱动轴被旋转驱动而被带动，由此带动所述进气门使其从相对于所述进气口处于关闭状态的位置运动到相对于所述进气口处于打开状态的位置。
12.优选的是，所述运动限制机构包括滑轨、滑轨滚动轴、滑轨支撑结构，所述滑轨具有供所述滑轨滚轴在其中沿直线滑动的直线结构，所述滑轨滚轴形成于所述进气门，并将所述滑轨与所述进气门连接，所述滑轨支撑结构固定在飞机结构上，用于对所述滑轨进行支撑。
13.优选的是，所述驱动机构是旋转式的进气门作动器，或是通过齿轮使进气门作动器的输出变为直线驱动的直线式作动器。
14.优选的是，在所述滑动式进气通风机构的所述进气门处于关闭状态时，所述进气门与所述飞机机身蒙皮齐平以将所述进气口封闭，所述滑轨滚轴在所述滑轨中位于滑动方向的一侧，在所述滑动式进气通风机构的所述进气门处于打开状态时，所述进气门相对于所述飞机机身蒙皮倾斜以将所述进气口打开，所述滑轨滚轴在所述滑轨中位于滑动方向的另一侧。
15.优选的是，利用所述滑轨对所述进气门的运动方向进行限制和保持，所述进气门在从关闭状态到打开状态以及在从打开状态到关闭状态的运动过程中，所述进气门的整体运动是滑动和转动的结合。
16.优选的是，所述进气门在从关闭状态到打开状态的运动过程中，所述进气门的一部分被收入所述进气口内，以减小突出到机身外的所述进气门的面积。
17.根据本发明的飞机辅助动力单元的滑动式进气通风机构，具有如下技术效果：
18.(1)基本功能
19.本发明的滑动式进气通风机构可以完成使进气口封闭和打开的动作。当进气门处于打开位置时，可同时为飞机辅助动力单元的进气管道和通风冷却管道提供气流，当进气门处于关闭位置时，其外形与机身齐平，不产生额外阻力，因此，在功能方面完全涵盖了现有的进气通风机构的主要功能。
20.(2)本发明的优点
21.优点1：作动器选择和布置方式灵活。
22.本发明通过进气门转动轴驱动进气门开启和关闭，由此驱动机构所能采用的形式更为多样，可直接采用旋转式的进气门作动器，也可以采用直线式作动器。另外，驱动机构
的布置位置和方式也更为灵活。
23.优点2：进气流动区域内无干涉物
24.进气门作动器位于进气门的两侧，通过进气门转动轴相连，且位于飞机辅助动力单元的进气管的外侧，因此，对于进气管内空气流道无干扰。
25.优点3：进气门开启时有利于飞机辅助动力单元的运行
26.飞机辅助动力单元的工作按不同的进气状态，主要可以分为地面和空中两种状态。地面工作时，飞机辅助动力单元的进气由于压气机的抽引作用而进气道进入。减小进气道的流动阻力有利于飞机辅助动力单元的进气。本发明在相同转动角度的条件下有较大的打开面积。同时，空中运行时，由于进气门对空气流动阻挡，形成了进气口前较高的进气压力。进气门阻挡的面积越大，则压力越高。过高的压力不利于飞机辅助动力单元在空中启动，而滑动式风门由于部分面积收入进气道内，突出在机身外的面积较小，所以产生的压力小于传统设计的进气门。
27.优点4：滑轨起到了限位的作用
28.传统设计飞机辅助动力单元的进气门在空中打开时，由于受到空气冲击，为了保持开启的状态，进气门作动器需要有一定到了保持力矩。本发明由于滑轨可以起到限位的作用，所以对作动器的要求可以有所降低，这为减小、减轻作动器的设计提供了可能的前提条件。
附图说明
29.图1是本发明一实施方式的飞机辅助动力单元的滑动式进气通风机构的组成的立体图，其中，未示出该滑动式进气通风机构所具有的驱动机构(进气门作动器)。
30.图2是表示本发明一实施方式的滑动式进气通风机构中，驱动机构(进气门作动器)相对于进气门和传动机构的布置方式的示意图。
31.图3表示本发明一实施方式的飞机辅助动力单元的滑动式进气通风机构的进气门处于关闭状态时的侧视图。
32.图4表示本发明一实施方式的飞机辅助动力单元的滑动式进气通风机构的进气门处于打开状态时的侧视图。
33.图5表示本发明一实施方式的飞机辅助动力单元的滑动式进气通风机构的进气门在从关闭状态向打开状态动作时的各部件运动方向的示意图。
34.图6是表示现有的飞机辅助动力单元的进气通风机构的动作方式的示意图。
35.图7是表示本发明一实施方式的飞机辅助动力单元的滑动式进气通风机构和现有的飞机辅助动力单元的进气通风机构在进气门处于打开状态时的最小流动截面积的比较示意图。(符号说明)
36.100 滑动式进气通风机构110 进气门120 转动连杆130 进气门转动轴140 驱动轴
150 滑轨160 滑轨滚轴170 滑轨支撑结构180 进气门作动器181 齿轮
具体实施方式
37.以下，参照图1和图2，对本发明的飞机辅助动力单元的滑动式进气通风机构100进行详细说明。图1是本发明一实施方式的飞机辅助动力单元的滑动式进气通风机构100的组成的立体图，其中，未示出该滑动式进气通风机构100所具有的驱动机构(进气门作动器)，图2是表示本发明一实施方式的滑动式进气通风机构100中，驱动机构(进气门作动器)相对于进气门110和传动机构的布置方式的示意图。
38.如图1所示，本发明的飞机辅助动力单元的滑动式进气通风机构100包括曲面造型与飞机外形相匹配的进气门110，通过驱动机构使所述进气门110打开时，能经由所述进气门110对飞机辅助动力单元的工作提供所需要的空气，而通过驱动机构使所述进气门110关闭时，能利用该进气门110隔绝外部环境，以保护系统设备。
39.所述进气门110的长度方向的两侧，各设置一组用于将驱动机构的运动转化为能使进气门110动作(打开、关闭)的传动机构。
40.更具体来说，如图1所示，所述滑动式进气通风机构100在所述进气门110的长度方向两侧各自包括转动连杆120。即，所述滑动式进气通风机构100包括两个转动连杆120作为传动机构。
41.另外，所述滑动式进气通风机构100还包括进气门转动轴130和驱动轴140。
42.所述进气门转动轴130是将位于所述进气门110的长度方向一侧的一个转动连杆120的进气门110一侧的端部和位于所述进气门110的长度方向另一侧的另一个转动连杆120的进气门110一侧的端部与所述进气门110连接的部件。
43.所述驱动轴140是将位于所述进气门110的长度方向一侧的一个转动连杆120的靠驱动机构一侧的端部与位于所述进气门110的长度方向另一侧的另一个转动连杆120的靠驱动机构一侧的端部连接的部件，并且所述驱动轴140的轴身与驱动机构连接。
44.另外，如图1所示，所述滑动式进气通风机构100在所述进气门110的长度方向的一侧和另一侧上，作为运动限制机构的滑轨150、滑轨滚轴160、滑轨支撑结构170相对于所述进气门110设置在所述进气门110的长度方向上的外侧，即，所述滑动式进气通风机构100包括两个滑轨150、两个滑轨滚轴160、两个滑轨支撑结构170以作为两组运动限制机构。
45.所述滑轨150具有供所述滑轨滚轴160在其中沿直线滑动的直线结构，所述滑轨滚轴160形成于进气门110，并将所述滑轨150和进气门110连接。另外，所述滑轨支撑结构170固定在飞机结构上，用于对所述滑轨150进行支撑。
46.所述驱动机构不同于图6所示的现有的进气通风机构10中只能采用呈线性作动的驱动机构(进气门作动器13)，其可以选用其他作动类型的驱动机构并且能够采用更加灵活的布置方式。
47.例如，驱动机构能直接采用旋转式的进气门作动器，并且此种类型的驱动机构能
够设置在所述进气门110的长度方向的任一侧。另外，驱动机构还能如图2所示通过齿轮181使进气门作动器180的输出变为直线驱动，在转换为直线式作动器之后，此种类型的驱动机构可以根据实际需要灵活地布置，例如设置在所述进气门110的长度方向的任一侧、甚至是任意方向，如图2中的虚线所示。
48.下面，参照图3和图4，对所述滑动式进气通风机构100的不同动作状态进行说明。图3表示本发明一实施方式的飞机辅助动力单元的滑动式进气通风机构100的进气门110处于关闭状态时的侧视图，图4表示本发明一实施方式的飞机辅助动力单元的滑动式进气通风机构100的进气门110处于打开状态时的侧视图。
49.在图3和图4中，假设水平面是进气口所在的平面，如图3所示，当滑动式进气通风机构100的进气门110处于关闭状态时，进气门110处于水平，而所述滑轨滚轴160在所述滑轨150中位于滑动方向的一侧(图3中的右侧)，如图3所示，当滑动式进气通风机构100的进气门110处于打开状态时，进气门110相对于水平面倾斜，而所述滑轨滚轴160在所述滑轨150中位于滑动方向的另一侧(图3中的左侧)
50.图5是表示本发明一实施方式的飞机辅助动力单元的滑动式进气通风机构100的进气门110在从关闭状态向打开状态动作时的各部件运动方向的示意图。
51.如图5所示，当飞机辅助动力单元的滑动式进气通风机构100的进气门110在从关闭状态向打开状态动作时，
52.(1)所述驱动轴140被驱动向逆时针方向旋转，从而带动所述转动连杆120向逆时针方向运动；
53.(2)所述进气门转动轴130跟随着所述转动连杆120的逆时针方向运动而转动，由此带动进气门110从水平(关闭位置)运动到相对于水平面倾斜(打开位置)；
54.(3)所述进气门110的长度方向的两侧通过所述滑轨150限制和保持其运动方向；
55.(4)所述滑轨滚轴160在所述滑轨150内沿直线滑动；
56.(5)所述滑轨支撑结构170固定于飞机结构上，由此使所述进气门110整体的运动为向后滑动和转动的结合；
57.(6)在所述驱动轴140转动到规定角度后，所述进气门110完成开启，此时，所述滑轨支撑结构170也同样起到运动限制保护的功能。
58.飞机辅助动力单元的工作按不同的进气状态，主要可以分为地面和空中两种状态。地面工作时，飞机辅助动力单元的进气由于压气机的抽引作用而从进气道进入。减小进气道的流动阻力有利于飞机辅助动力单元的进气。本发明在相同转动角度的条件下有较大的打开面积。
59.在空中运行时，由于进气门110对空气流动阻挡，形成了进气口110前较高的进气压力。进气门110阻挡的面积越大，则压力越高。过高的压力不利于飞机辅助动力单元在空中启动，如图7所示，滑动式进气通风机构100由于部分面积收入进气道内，突出在机身外的面积较小，因此，本发明一实施方式的滑动式进气通风机构100的进气门110产生的压力小于传统设计的进气门。
60.熟悉本领域的技术人员易于想到其它的优点和修改。因此，在其更宽泛的上来说，本发明并不局限于这里所示和所描述的具体细节和代表性实施例。因此，可以在不脱离如所附权利要求书及其等价物所限定的总体发明概念的精神或范围的前提下做出修改。
61.在以上实施方式的说明中，使用了逆时针方向的转动等带有具体方向性的描述，但本发明不受限于该具体方向性的描述，因为其转动的方向与驱动机构的具体布置有关，而因为在本发明中，具有驱动机构的具体布置灵活的优点，所以转动的方向也可以是顺时针方向的转动。