具有灭火系统的飞行器推进组件技术方案

飞行器推进组件(10)，包括发动机(16)、包围发动机的发动机舱(18)和用于对可能在发动机中和/或在发动机舱中发生的火焰进行灭火的系统，该灭火系统包括用于将灭火剂供给到至少一条灭火剂分配管道(36)的装置(34)，至少一个灭火剂分配管道(36)通至发动机的腔(32)中和/或发动机舱的腔(26)中，其特征在于，该推进组件(10)进一步包括用于为所述至少一条管道供给空气以使一个/多个腔通风的装置(48)。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】具有灭火系统的飞行器推进组件
本专利技术涉及飞行器推进组件的通风领域。
技术介绍
飞行器推进组件包括发动机和包围所述发动机的发动机舱，该发动机一般是涡轮发动机。发动机舱包括旋转对称的壳体，该壳体为围绕发动机的空气流限定了环形流动导管，在双路式涡轮发动机的情况下，该空气流被称为次级流。发动机舱限定了围绕壳体的第一环形腔。推进组件中的一些设备安装在发动机舱中，即，安装在前述的环形腔中，并且可被紧固到所述发动机舱的壳体。发动机舱的外壁一般包括可移除的罩，以便在维护操作期间能够接近该设备。在双路式涡轮发动机的情况下，发动机包括用于被称为主流的空气流的内环形流动导管。发动机包括旋转对称的同轴的壳体，该壳体被旋转对称的壁包围，在该壁的内部限定了用于次级流的导管。该壁在距发动机壳体一定距离处延伸，并且限定了围绕所述壳体的第二环形腔。一些设备安装在该第二环形腔中。安装在推进组件中的腔中的设备或多或少地对热敏感并且在运行期间被通风。这尤其是对EEC型机载计算机而言的情况，该计算机使得尤其能够监控发动机的执行器，目的在于使涡轮发动机性能最优化(FR-B1-2960912)。该计算机一般与其它设备(附件齿轮箱(AGB)、交换器等等)一起安装在发动机舱中。为了使发动机舱中的内腔通风，所述发动机舱包括用于在飞行期间抽吸空气的进气口(scoop)，被抽吸的空气之后穿过发动机舱的空气出口格栅被排出。然而，在地面上，该通风事实上是不存在的，并且发动机舱中的环形空间中的自然对流被证明不足以确保对该发动机舱的设备进行通风。在运行期间，计算机产生显著的热能，无论发动机是否在运行中或者不在运行，该热能必须被耗散。此外，即使当发动机在运行之后不运行时，发动机的热部件继续辐射热量并且使周边的发动机的较凉的部件受热，因此这些较凉的部件在发动机不运行时达到的温度可接近或高于这些部件在发动机运行时的温度。因此，对即使在发动机不运行时仍能够使推进组件中此类型的腔通风的系统具有实际的需求。此外，飞行器推进组件设有用于对可能在发动机和/或发动机舱中爆发的火进行灭火的系统。该灭火系统包括用于将灭火剂供给到至少一条管道的装置，所述至少一条管道用于分配所述灭火剂并且通到发动机中的腔和/或发动机舱中的腔中。该灭火系统一般连接到包括传感器的火焰检测系统(火焰检测单元(FDU，firedetectionunit)型)，该传感器安装在发动机和/或发动机舱上，并且用于在至少一个传感器检测到起火时发射警报信号用以引起飞行器飞行员的注意。在现阶段的现有技术中，灭火系统的管道的唯一的用途是分配灭火剂。由于事实上很少起火，一般从不使用该管道。然而，飞行器推进组件出于安全与认证的原因总是包括所述管道。本专利技术对来自现有技术的上文提及的需求提供了一种简单、有效和经济的解决方案。
技术实现思路
本专利技术提出了一种飞行器推进组件，该组件包括发动机、包围发动机的发动机舱和用于对可能在发动机中和/或发动机舱中爆发的火焰进行灭火的系统，该灭火系统包括用于将灭火剂供给到至少一条管道的装置，这至少一条管道用于分配所述灭火剂并且通到发动机中的腔和/或发动机舱中的腔中，其特征在于，所述推进组件进一步包括用于将空气供给到所述至少一条管道的装置，以使腔通风。本专利技术因此在于为已知的装置给出了一种新的额外的功能。实际上，如现有技术中的情况，如果起火，用于分配灭火系统的灭火剂的管道被用于将该灭火剂分配到推进组件中的腔中。根据本专利技术，该管道还被用于为该腔/这些腔通风。为此，管道被连接到为管道提供空气流的空气供给装置，该空气流因此通过管道输送到待通风的腔。本专利技术因此使得能够使用现有的装置(管道)来将通风空气输送到发动机舱中和/或发动机中的腔，该现有的装置被用于与现有技术中(分配灭火剂)完全不同的目的。如上文所描述的，推进组件的灭火系统很少使用。其管道因此可被用于甚至在发动机不运行时为推进组件中的腔通风。实际上，管道的空气供给装置有利地独立于发动机运行，并且因此在发动机不运行时仍可运行。因此，当发动机不运行时，安装在推进组件中的腔中的设备可被通风，并且这使得能够增加该设备的使用寿命。空气供给装置优选地包括通风扇。该通风扇可以是电动通风扇。供给装置可通过阀门和/或止回挡板连接到所述至少一条管道。这些供给装置例如可通过Y形旁通管连接到所述管道。供给装置可被容纳在发动机舱中。在变型中，供给装置可被容纳在用于将推进组件连接到飞行器的支架(strut)中。推进组件与其支架之间的连接通常由耐火壁构成，该耐火壁适于使可能在推进组件中爆发的火的蔓延被最小化。供给装置因此被保护免于受到可能在发动机舱中爆发的火的损害。供给装置可被设计成输出介于1到500g/s之间的空气流率。管道可有利地包括至少一个出口，该至少一个出口布置成靠近发动机舱或发动机的空气进气口。本专利技术还涉及一种用于为发动机中的腔和/或为飞行器推进组件的发动机舱中的腔通风的方法，该推进组件包括用于对可能在发动机中和/或在发动机舱中爆发的火焰进行灭火的系统，该灭火系统包括用于将灭火剂供给到至少一条管道的装置，这至少一条管道用于分配所述灭火剂并且通到发动机中的腔中和/或发动机舱中的腔中，其特征在于，所述方法将空气供给到所述至少一条管道。附图说明通过阅读以非限制性示例的方式给出的以下说明并且参照附图，本专利技术将被更好的理解，并且本专利技术的其它细节、特征和优点将显现，在附图中：图1是飞行器推进组件的示意性侧视图；图2是飞行器推进组件的高度示意性的前视图；图3是对应于图2并示出本专利技术的实施例的视图；以及图4是对应于图2并示出本专利技术的变型的视图。具体实施方式首先参照图1，图中示出了飞行器推进组件10，该推进组件包括用于连接到飞行器的结构部分的支架12，在此情况下，该结构部分是飞行器的机翼14。推进组件10包括涡轮发动机类型的发动机16，该发动机16被发动机舱18包围，发动机舱18限定出用于围绕发动机的次级流的第一环形流动导管20，该发动机包括用于主流的第二内流动导管(未示出)。发动机16沿流动的方向从上游到下游通常地包括风扇、至少一个压缩模块、燃烧室、至少一个涡轮模块、以及用于排出燃烧气体的排气喷嘴。发动机16的风扇被发动机舱18的壳体22包围，该壳体22自身被发动机舱的旋转对称的壁24所包围。设备被安装在由发动机舱18的外壁24和壳体22限定的环形腔26中。压缩模块、燃烧室和涡轮模块包括被旋转对称的壁30包围的外壳体28。该壁30的内部限定出用于次级流的管道20并且在距外壳体28一定距离处延伸，以使得与该外壳体28一同限定出其中容纳设备的环形腔32。推进组件10进一步包括用于对可能在发动机16中和/或在发动机舱18中爆发的火焰进行灭火的系统。该灭火系统包括用于将灭火剂供给到至少一个用于分配所述灭火剂的管道36的装置34。如在附图中可见的，该管道36可包括多个入口(在此处的情况下是两个)和多个出口38(在此处的情况下是两个)，多个入口中的每个均连接到供给装置34。在示出的示例中，管道36包括位于发动机舱18中的腔26中的第一出口38和位于发动机16中的腔32中的出口40。在附图中，每个出口38、40是Y形的并且包括两个出口开口，这两个出口开口用于沿基本正切于壳体22或壳体28的方向喷洒灭火本文档来自技高网...

【技术保护点】
飞行器推进组件(10)，包括发动机(16)、包围所述发动机的发动机舱(18)和用于对可能在所述发动机中和/或在所述发动机舱中爆发的火焰进行灭火的系统，所述灭火系统包括用于将灭火剂供给到至少一条管道(36)的装置(34)，所述至少一条管道用于分配所述灭火剂并且通到所述发动机中的腔(32)中和/或所述发动机舱中的腔(26)中，其特征在于，所述推进组件进一步包括用于将空气供给到所述至少一条管道以使一个/多个所述腔通风的装置(48)。

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】2013.12.24 FR FR13635441.飞行器推进组件(10)，包括发动机(16)、包围所述发动机的发动机舱(18)和用于对可能在所述发动机中和/或在所述发动机舱中爆发的火焰进行灭火的系统，所述灭火系统包括用于将灭火剂供给到至少一条管道(36)的装置(34)，所述至少一条管道用于分配所述灭火剂并且通到所述发动机中的腔(32)中和/或所述发动机舱中的腔(26)中，其特征在于，所述推进组件进一步包括用于将空气供给到所述至少一条管道以使所述发动机中的腔(32)和/或所述发动机舱中的腔(26)通风的空气供给装置。2.根据权利要求1所述的推进组件(10)，其特征在于，所述空气供给装置包括通风扇(48)。3.根据权利要求2所述的推进组件(10)，其特征在于，所述通风扇(48)是电动通风扇。4.根据前述的权利要求中任一项所述的推进组件(10)，其特征在于，所述空气供给装置通过阀门和/或止回挡板连接到所述至少一条管道(36)。5.根据权利要求1至3中任一项所述的推进组件(10)，其特征在于，所述...

【专利技术属性】
技术研发人员：皮尔里克·查理曼，戴尔芬·勒鲁，
申请(专利权)人：斯奈克玛，
类型：发明
国别省市：法国;FR