飞行器的制作方法

1.本技术涉及一种飞行器，该飞行器包括至少一个氢供应装置和至少一个密封容器，该至少一个密封容器被密封隔绝所述至少一个密封容器外部的空气，该氢供应装置的至少一个设备定位在所述至少一个密封容器中。


背景技术：

2.根据一个实施例，飞行器包括多个氢动力螺旋桨发动机、以及被配置成供应发动机的至少一个氢供应装置。
3.该氢供应装置包括定位在飞行器的机身中的氢罐、用于将氢加压的高压泵、被配置成加热从液态转变为气态的氢的热交换器、以及用于连接氢罐、泵、热交换器和发动机的各种管。
4.这些管是用于防止任何氢泄漏的双层管道。
5.在氢泄漏方面设计具有高安全性水平的热交换器或高压泵被证明是复杂的，或者导致这种设备的高成本。
6.本发明旨在着手解决现有技术的全部或一些缺点。


技术实现要素：

7.为此，本发明的目的是一种飞行器，该飞行器包括至少一个氢发动机和至少一个氢供应装置，该至少一个氢供应装置包括至少一个氢罐和至少一个设备，氢流过该至少一个设备并且该至少一个设备定位在氢罐和氢发动机之间。
8.根据本发明，飞行器包括至少一个密封容器，该至少一个密封容器被密封隔绝所述至少一个密封容器外部的空气，氢供应装置的设备、或设备中的至少一个设备被定位在该至少一个密封容器中。
9.将氢供应装置的一个或多个设备定位在被密封隔绝至少一个密封容器外部的空气(并且因此具有低氧含量)的所述至少一个密封容器中允许使用现有设备获得安全的氢安装。
10.根据另一特征，该密封容器、或密封容器中的至少一个密封容器包括至少一个连接器，该至少一个连接器被配置成连接用于注入惰性气体的器件或抽空器件。
11.根据另一特征，该密封容器、或密封容器中的至少一个密封容器包括氧传感器和氢传感器中的至少一个传感器，氧传感器被配置成检测密封容器内部的氧或给定浓度的氧的存在，氢传感器被配置成检测密封容器内部的氢或给定浓度的氢的存在。
12.根据另一特征，该密封容器、或密封容器中的至少一个密封容器包括来自以下的至少一个抽取系统：被配置成抽取密封容器中存在的氧的抽取系统、以及被配置成抽取密封容器中存在的氢的抽取系统。
13.根据另一特征，氢供应装置包括在该密封容器、或密封容器中的至少一个密封容器的上游或下游的至少一个可拆卸的连接系统。
14.根据另一特征，氢供应装置包括在该密封容器、或密封容器中的至少一个密封容器的上游或下游的至少一个阀。
15.根据另一特征，飞行器包括至少一个结构，并且该密封容器、或密封容器中的至少一个密封容器是与飞行器的所述结构分离的密封壳体，飞行器包括至少一个连杆系统，该至少一个连杆系统连接飞行器的密封壳体和所述结构。
16.根据另一特征，飞行器包括具有多个箱体的机翼，该密封壳体、或密封壳体中的至少一个密封壳体定位在机翼的箱体中的一个箱体中。
17.根据另一特征，飞行器包括至少一个结构，并且该密封容器、或密封容器中的至少一个密封容器至少部分地由飞行器的所述结构划分。
18.根据另一特征，飞行器包括具有多个箱体的机翼，该密封容器、或密封容器中的至少一个密封容器由机翼的箱体中的一个箱体的至少一部分以及至少一个密封舱壁划分。
19.根据另一特征，机翼包括对机翼的箱体进行划分的上壁和下壁、前翼梁和后翼梁、以及肋。此外，上壁和下壁中的至少一个壁包括与至少一个设备或至少一个密封壳体成直线的开口，该开口由可拆卸的舱口以可密封的方式封闭。
20.根据另一特征，氢供应装置的至少一个设备是泵或热交换器。
21.根据另一特征，氢供应装置包括多个设备，氢流过该多个设备并且该多个设备定位在氢罐和氢发动机之间，所述多个设备设置在所述至少一个密封容器中。
22.根据另一特征，氢供应装置包括多个设备，氢流过该多个设备并且该多个设备定位在氢罐和氢发动机之间，并且飞行器包括多个密封容器，该多个密封容器被密封隔绝所述密封容器外部的空气，氢供应装置的设备中的至少一个设备被定位在每个密封容器中。
附图说明
23.进一步的特征和优点将从本发明的以下描述中变得明显，该描述仅是通过举例方式参照附图提供的，在附图中：
24.图1是飞行器的立体图；
25.图2是螺旋桨发动机和氢供应装置的示意性表示，展示了本发明的一个实施例；
26.图3是热交换器和泵被定位在其中的密封容器的立体图，展示了本发明的一个实施例；
27.图4是泵被定位在其中的第一密封容器的和热交换器被定位在其中的第二密封容器的立体图，展示了本发明的又一个实施例；
28.图5是飞行器机翼的包括至少一个密封箱体的部分的示意性表示；
29.图6是泵和热交换器被定位在其中的飞行器机翼的密封箱体的截面，展示了本发明的一个实施例；
30.图7是泵和热交换器被定位在其中的飞行器机翼的密封箱体的截面，展示了本发明的一个实施例；
31.图8是展示了本发明的第一布置的飞行器机翼的一部分的俯视图；
32.图9是展示了本发明的第二布置的飞行器机翼的一部分的俯视图；
33.图10是展示了本发明的第三布置的飞行器机翼的一部分的俯视图；
34.图11是密封壳体被定位在其中的飞行器机翼的箱体的截面，展示了本发明的一个
实施例；
35.图12是在没有舱口的情况下的图11所示的机翼的俯视图；
36.图13是用于图11所示的密封壳体的紧固系统的示意性表示，展示了本发明的一个实施例；
37.图14是密封壳体被定位在其中的飞行器机翼的箱体的截面，展示了本发明的另一实施例；
38.图15是两个密封壳体被定位在其中的飞行器机翼的箱体的截面，展示了本发明的另一实施例；
39.图16是在没有整流罩的情况下的推进组件的、以及定位在机翼之下的密封壳体的侧向示意性表示，展示了本发明的另一实施例；
40.图17是飞行器机翼的、以及定位在机翼之下的密封壳体的截面，展示了本发明的另一实施例；
41.图18是展示了本发明的另一实施例的推进组件的示意性表示。
具体实施方式
42.根据图1所示的一个实施例，飞行器10包括机身12、机翼14和推进组件16，这些推进组件定位在机翼14之下并且各自通过吊挂架18连接到机翼14。
43.根据图5至图11特别示出的一个实施例，机翼14在前缘20和后缘22之间延伸，具有结构24，该结构包括上壁26、下壁28、前翼梁30.1、后翼梁30.2、以及肋32，前翼梁平行于前缘20、定位在前缘附近并且连接上壁26和下壁28，后翼梁平行于前翼梁30.1、定位在后缘22附近并且连接上壁26和下壁28，这些肋定位在与前翼梁30.1以及与后翼梁30.2垂直的平面内并且连接上壁26和下壁28。
44.根据这种构型，机翼14包括由上壁26和下壁28、前翼梁30.1和后翼梁30.2、以及肋32划分的多个箱体34。
45.根据一个实施例，每个推进组件16包括推进螺旋桨36、以及使推进螺旋桨36旋转的氢发动机38。
46.根据一种构型，吊挂架18包括：主要结构40，该主要结构连接推进组件16和机翼14；以及次要结构42，该次要结构围绕主要结构40以便为吊挂架18提供空气动力学性能能力。
47.如图2所展示，对于每个推进组件16，飞行器10包括：氢供应装置44，该氢供应装置具有定位在机身12中的至少一个氢罐46；泵48，该泵用于将氢加压；热交换器50，该热交换器被配置成将氢加热；以及氢管，这些氢管连接氢罐46、泵48、热交换器50和氢发动机38。根据一种构型，氢供应装置44包括：第一氢管52，该第一氢管连接氢罐46和泵48；第二氢管54，该第二氢管连接泵48和热交换器50；以及第三氢管56，该第三氢管连接热交换器50和氢发动机38。
48.氢罐46可以由多个推进组件16共享。根据一种构型，泵48是高压泵。热交换器50被配置成将氢加热，使得氢从液态转变为气态。氢管52、54、56是双层管道(或管)。
49.根据一种构型，泵48和热交换器50设置在氢发动机38附近。根据这种构型，氢在液态状态下，氢从氢罐46分配到氢发动机38。在氢发动机38附近的热交换器50将氢加热，使得
氢从液态转变为气态。
50.根据另一种构型，泵48设置在氢罐46附近并且热交换器50设置在氢发动机38附近。根据这种构型，氢在液态状态下，氢从氢罐46分配到氢发动机38。在氢发动机38附近的热交换器50将氢加热，使得氢从液态转变为气态。
51.根据另一种构型，泵48和热交换器50设置在氢罐46附近。根据这种构型，氢在气态状态下，氢从氢罐46分配到氢发动机38。附加的热交换器(图中未示出)设置在氢发动机38附近，并且被配置成在气态氢进入氢发动机38之前将气态氢加热。
52.飞行器10包括至少一个密封容器58，氢供应装置44的泵48和热交换器50中的至少一个设备被定位在该至少一个密封容器中。
53.根据例如在图2和图3中所示的第一实施例，飞行器10包括密封容器58，泵48和热交换器50被定位在该密封容器中。密封容器58包括用于第一氢管52的上游通孔60和用于第三氢管56的下游通孔62。
54.根据第一构型，第一氢管52穿过上游通孔60、第三氢管56穿过下游通孔62，并且第一氢管和第三氢管以可密封的方式与密封容器58连接。
55.根据另一种构型，第一氢管52和第三氢管56中的至少一个氢管包括定位在密封容器58外部的外部区段、定位在密封容器58内部的内部区段、以及可拆卸的连接系统，该可拆卸的连接系统连接外部区段和内部区段并且被定位成与上游通孔60或下游通孔62成直线、或者朝密封容器58的外部稍微偏移。根据一种布置，供应装置包括在密封容器58上游和下游的两个可拆卸的连接系统。因此，密封容器58和定位在其中的元件可以与氢供应装置44的其余部分断开连接。
56.根据一种构型，氢供应装置44包括在密封容器58上游或下游的至少一个阀64，该至少一个阀定位在氢管52、54、56中的一个上并且被配置成具有打开状态和关闭状态，在打开状态下，该至少一个阀允许氢在氢管中流动，在关闭状态下，该至少一个阀防止氢在氢管中流动。根据一种布置，氢供应装置44包括在密封容器58上游和下游的两个阀64、64'。因此，被定位在密封容器58内部的元件可以与氢供应装置44的其余部分隔离。根据一种构型，另一个阀64”被定位在密封容器58内部、在泵48和热交换器50之间。
57.根据例如图4所示的第二实施例，飞行器10包括：第一密封容器58，泵48被定位在该第一密封容器中；以及第二密封容器58'，热交换器50被定位在该第二密封容器中。根据此实施例，泵48和热交换器50被定位在两个分离的密封容器58、58'中。每个密封容器58、58'包括用于氢管52、54、56的上游通孔60和下游通孔62。
58.如在第一实施例中，氢供应装置44包括第一密封容器58和第二密封容器58'中的至少一个密封容器的上游和/或下游的至少一个可拆卸的连接系统和/或至少一个阀64。根据一种构型，第一阀64布置在第一密封容器58的上游，第二阀64'布置在第二密封容器58'的下游，并且第三阀64”布置在第一密封容器58和第二密封容器58'之间。
59.密封容器58、58'中的至少一个包括至少一个连接器66，该至少一个连接器被配置成连接用于注入惰性气体的器件或用于抽取密封容器58、58'中存在的气体的抽空器件。该解决方案允许通过用惰性气体替换密封容器58、58'中存在的气体或通过将其去除来去除密封容器58、58'中存在的氧，以便在密封容器58、58'内部获得真空。
60.根据一个实施例，密封容器58、58'中的至少一个包括至少一个传感器68，该至少
一个传感器被配置成检测密封容器58、58'中存在的氧或氢。根据一种构型，每个密封容器58、58'包括：第一氧传感器68，该第一氧传感器用于检测密封容器58、58'内的氧或给定浓度的氧的存在；以及第二氢传感器68'，该第二氢传感器被配置成检测密封容器58、58'内的氢或给定浓度的氢的存在。
61.根据一个实施例，密封容器58、58'中的至少一个包括至少一个抽取系统70，该至少一个抽取系统被配置成去除密封容器58、58'内存在的氧或氢。根据一种构型，每个密封容器58、58'包括第一抽取系统70，该第一抽取系统被配置成例如当第一传感器68检测到密封容器58、58'中存在氧时，抽取密封容器58、58'中存在的氧。每个密封容器58、58'包括第二抽取系统70'，该第二抽取系统被配置成例如当第二传感器68'检测到密封容器58、58'中的氢浓度高于给定阈值时，抽取密封容器58、58'中存在的氢。
62.根据第一实施例，密封容器58、或密封容器58、58'中的至少一个是与飞行器的结构分离的密封壳体72，如图3、图4、图11、图13至图18所展示的。
63.通过举例方式，密封壳体72为平行六面体形状。
64.根据一种构型，密封壳体72包括至少两个部分，该至少两个部分以可密封且可拆卸的方式连接在一起以便允许进入密封壳体72的内部。通过举例方式，密封壳体72包括：第一部分，该第一部分具有底壁和四个侧壁；以及呈盖子形式的第二部分，该第二部分被配置成以可密封且可拆卸的方式连接到第一部分的侧壁。当然，本发明不限于用于密封壳体72的该实施例。
65.根据图11、图13和图14所示的第一布置，泵48和热交换器50定位在同一个密封壳体72中，该密封壳体定位在机翼14的箱体34中的一个箱体中。在图11中，密封壳体72布置在机翼14的后部中(在后翼梁30.2和后缘22附近)。在图14中，密封壳体72布置在机翼14的前部中(在前翼梁30.1和前缘20附近)。
66.根据图15所示的第二布置，泵48定位在第一密封壳体72中，该第一密封壳体定位在机翼的第一箱体34中；并且热交换器50定位在第二密封壳体72'中，该第二密封壳体定位在机翼的第一箱体34中。在这种情况下，第一密封壳体72定位在机翼14的后部中(在后翼梁30.2附近)，而第二密封壳体72'布置在机翼14的前部中(在前翼梁30.1附近)。当然，这种构型不是限制性的。尽管未示出，但热交换器50可以在与第一箱体34分离的第二箱体34中定位在第二密封壳体72'中。箱体34(至少一个密封壳体72、72'定位在该箱体中)尽可能地靠近主要结构40。箱体34(至少一个密封壳体72、72'定位在该箱体中)可以是密封的或非密封的。
67.根据一种构型，上壁26和下壁28中的至少一个壁包括至少一个开口74(在图12中示出)，该至少一个开口与至少一个密封壳体72成直线、由可拆卸的舱口76以可密封的方式封闭。根据图13所示的实施例，上壁26包括由舱口76封闭的开口74。图11所示的舱口76基本上布置在上壁26的中间(在前缘20和后缘22之间)。根据图15所示的另一实施例，上壁26包括由舱口76、76'封闭的两个开口74、74'。每个开口74、74'，并且因此每个舱口76、76'设置在密封容器58、58'上方，即面向密封容器，密封容器在这种情况下采取密封壳体72、72'的形式。这些舱口76、76'小于图11中的舱口76的尺寸。根据图14所示的另一实施例，上壁26包括由第一舱口76封闭的第一开口74，并且下壁28包括由第二舱口76'封闭的第二开口74'。第一开口74和第一舱口76设置在上壁26的前部部分上(在前缘20附近)，而第二开口74'和
第二舱口76'设置在下壁28的中心部分上。开口74、74'位置以及舱口76、76'的位置可以根据氢供应装置44的设备48、50的位置而变化。例如，一个或多个开口74、74'、以及一个或多个舱口76、76'可以存在于上壁26和/或下壁28上。开口74、74'和舱口76、76'的尺寸及其数量也可以根据密封容器58、58'、密封壳体72、72'和箱体34的尺寸而变化。
68.根据图16至图18所示的第三布置，密封壳体72、或密封壳体72、72'中的至少一个定位在机翼14的外部、特别是在吊挂架18的次要结构42的内部。根据一种构型，密封壳体72、或密封壳体72、72'中的至少一个定位在机翼14之下并且连接到其上(如图16和图17所示)，或者连接到吊挂架18的在次要结构42内部的主要结构40(如图18所示)。在图17中，密封壳体72被定位在机翼14之下并且在下壁28和后翼梁30.2上连接到机翼上。当然，密封壳体72可以定位在机翼之下并且在下壁28、或在下壁和前翼梁30.1上紧固到机翼。
69.密封壳体72、或密封壳体72、72'中的至少一个例如通过至少一个连杆系统78连接到飞行器的至少一个结构，比如吊挂架18的主要结构40或机翼14的结构24。
70.根据图11和图13所示的一个实施例，连杆系统78包括：第一接头78.1和第二接头78.2，该第一接头和第二接头连接密封壳体72的第一侧向面和机翼14的后翼梁30.2和/或下壁28；以及第三接头78.3，该第三接头连接密封壳体72的第二侧向面(与第一面相对)和机翼14的下壁28。
71.根据该实施例，第一接头78.1、第二接头78.2或第三接头78.3各自包括刚性地连接到密封壳体72的u形夹80、以及刚性地连接到机翼14的结构24的机翼82，u形夹80和机翼82通过枢轴销而连接。根据一种布置，第一接头78.1的枢轴销和第二接头78.2的枢轴销对齐并且沿第一方向取向，第三接头78.3的枢轴销沿近似垂直于第一方向的第二方向取向。优选地，枢轴销是可拆卸的，使得密封壳体72可以与其所连接到的飞行器的结构断开连接。
72.当然，本发明不限于用于密封壳体72的这些紧固点或不限于用于连杆系统78的该实施例。密封壳体72可以连接到前翼梁30.1(如图14所示)，连接到上壁26(如图14和图15所示)，或者仅连接到下壁28，或者连接到一个或多个肋32。根据一种构型，密封壳体72、72'可以连接到前翼梁30.1、和/或连接到上壁26、和/或连接到下壁28、和/或连接到后翼梁30.2、连接到一个或多个肋32，密封壳体72、72'的紧固点在所述壳体之间是不同的。例如，第一密封壳体72可以连接到前翼梁30.1和上壁26，而第二密封壳体72'连接到后翼梁30.2和上壁26。根据另一示例，第一密封壳体72可以连接到前翼梁30.1和下壁28，而第二密封壳体72'连接到后翼梁30.2和下壁28。
73.根据图6和图7所示的第二实施例，密封容器58、或密封容器58、58’中的至少一个至少部分地由飞行器的至少一个结构划分。
74.根据一个实施例，密封容器58、或密封容器58、58'中的至少一个由机翼14的箱体34的至少一部分并且可选地由至少一个密封舱壁84、84'、84”划分。
75.根据一种构型，密封容器58、或密封容器58、58'中的至少一个由机翼14的上壁26和下壁28、前翼梁30.1和后翼梁30.2、以及两个肋32划分，上壁和下壁、前翼梁和后翼梁、以及肋被构造和连接以获得密封箱体34。根据这种构型，箱体34可以包括底板，该底板连接前翼梁30.1和后翼梁30.2以及两个肋32，该底板在操作期间基本上水平，泵48和热交换器50中的至少一个元件被紧固到该底板。作为替代实施例，泵48和/或热交换器50被紧固到下壁28。
76.根据另一种构型，密封容器58、或密封容器58、58’中的至少一个由上壁26或下壁28、前翼梁30.1和后翼梁30.2、两个肋32、以及基本上水平的密封舱壁84划分。上壁26或下壁28、前翼梁30.1和后翼梁30.2、两个肋32、以及密封舱壁84然后被构造和连接以形成密封容器58，泵48和热交换器50被定位在该密封容器中。
77.上壁26或下壁28(该上壁或下壁划分密封容器58)可以包括开口86，该开口由舱口88以可密封的方式封闭。舱口88被紧固(尤其是通过螺栓)到上壁26或下壁28。舱口88因此是结构性的。舱口88也是可拆卸的。更具体地，舱口88经由球形接头u形夹而被铰接，以便在紧固件(螺栓)被移除时允许舱口88打开。舱口88包括例如两个u形夹，在两个u形夹之间设置球形接头，该球形接头被紧固到前翼梁30.1或后翼梁30.2、或紧固到肋32。舱口88经由具有间隙的球形接头u形夹而被铰接，以便在舱口88被紧固到上壁26或下壁28时(即，在螺栓连接期间)允许舱口在其每一侧上被支撑。舱口88的u形夹被保留，并且仅用于打开舱口88。因此，当舱口88被螺栓连接到上壁26或下壁28时，不使用舱口88的u形夹。
78.根据图7所示的另一种构型，第一密封容器58由上壁26和下壁28、前翼梁30.1、两个肋32、以及基本上平行于前翼梁30.1的第一密封舱壁84'划分。上壁26和下壁28、前翼梁30.1、两个肋32、以及第一密封舱壁84'然后被构造和连接以形成第一密封容器58。第二密封容器58'由上壁26和下壁28、后翼梁30.2、两个肋32、以及基本上平行于后翼梁30.2的第二密封舱壁84”划分。上壁26和下壁28、后翼梁30.2、两个肋32、以及第二密封舱壁84”然后被构造和连接以形成第二密封容器58'。第一密封舱壁84'和第二密封舱壁84”被定位在同一对肋32之间。根据这种构型，泵48被定位在第一密封容器58中，并且热交换器50被定位在第二密封容器58'中。
79.上壁26和下壁28中的至少一个壁包括至少与泵48或热交换器50成直线的开口86，该开口由可拆卸的舱口88以可密封的方式封闭。在图7中，上壁26包括由与泵48成直线的结构舱口88封闭的开口86、以及由与热交换器50成直线的另一结构舱口88封闭的开口86。
80.根据一个实施例，第一密封容器58和第二密封容器58'中的至少一个包括底板，热交换器50或泵48被紧固在底板上。
81.其他解决方案可以被设想用于分隔机翼14的至少一个箱体34以便获得至少一个密封容器58、58'。
82.当然，本发明不限于密封容器58、58'或氢供应装置44的前面描述的实施例。在任何实施例中，飞行器10包括：
83.a.至少一个氢发动机38；
84.b.至少一个氢供应装置44，该至少一个氢供应装置包括：
85.i.至少一个氢罐46；
86.ii.至少一个设备48、50，比如泵48或热交换器50，氢流过该至少一个设备并且该至少一个设备定位在氢罐46和氢发动机38之间；
87.c.至少一个密封容器58，该至少一个密封容器被密封隔绝外部空气，氢供应装置的设备被定位在该至少一个密封容器中。
88.密封容器58有利地包含低氧含量。低氧含量被理解为是指氧浓度不足以引起氢的爆炸或点燃。这种低氧含量可以通过惰性化或抽空密封容器58的内部来获得。
89.设备被理解为是指除了管以外的元件，其被配置成修改氢的至少一个特性，比如
压力或温度。
90.根据一种构型，同一个飞行器可以包括与飞行器的结构分离的呈密封壳体72的形式的至少一个密封容器58、以及至少部分地由飞行器的结构划分的至少一个密封容器58。
91.本发明允许使用现有设备获得安全的氢安装。