用于飞行器机舱空气供应系统的横向托架技术方案

一种用于在飞行器的空气供应系统中使用的压缩机横向托架包括从主体延伸远离的凸部。主体具有在相对侧的端部和在端部之间限定的沟槽。端部中的每个具有至少一个螺栓孔，该螺栓孔具有直径。凸部的厚度在主体从凸部延伸的方向上被限定，其中厚度与直径的比率在.636与.680之间。本发明专利技术还公开了机舱空气供应系统和维修机舱空气供应系统的方法。

【技术实现步骤摘要】

技术介绍
本申请涉及一种安装托架，其连接飞行器机舱空气供应系统的部件。飞行器通常具有空气供应系统，该系统调节并且供应用作机舱空气的空气。该系统通常提供空气循环机，空气循环机包括用于调节供应到飞行器机舱的空气的压缩机和涡轮。空气从机舱空气压缩机供应到空气循环机。存在管道和任意数目的流动歧管作为机舱空气供应系统的一部分。在现有技术中，多个安装托架将整个系统安装到飞行器框架。一个安装区包括压缩机安装托架，用于安装到机舱空气压缩机。压缩机安装托架固定到三向安装节，其固定到飞行器框架。存在关于现有技术安装托架所提供的强度及其遇到的应力的问题。
技术实现思路
一种用于在飞行器的空气供应系统中使用的压缩机横向托架包括从主体延伸远离的凸部。主体具有在相对侧的端部和在端部之间限定的沟槽。端部中的每个具有至少一个螺栓孔，该螺栓孔具有直径。凸部的厚度在主体从凸部延伸的方向上被限定，其中厚度与直径的比率在.636与.680之间。本专利技术还公开了机舱空气供应系统和维修机舱空气供应系统的方法。从以下说明书和附图中可最好地理解这些特征和其他特征，以下为附图的简述。附图说明图1示意性地示出机舱空气供应系统。图2A是安装托架的细节的透视图。图2B示出安装位置。图2C示出横向托架的位置。图3是压缩机安装托架的侧视图。图4是压缩机安装托架的透视图。图5示出另一个压缩机安装托架，其为图3/4的安装托架的镜像。图6示出另一个压缩机安装托架，其为图3/4的安装托架的镜像。图7示出横向托架。图8是图7的横向托架的前视图。图9是横向托架的侧视图。具体实施方式图1示出可并入飞行器的机舱空气供应系统10。空气的来源123将空气输送到一对机舱空气供应压缩机124和125。压缩机124/125使空气通过主换热器28，主换热器28接收来自飞行器外部的环境空气流，如11处示意性示出。通过主换热器28的空气移动到供应管路126，并且空气中的一些被输送到管线130，并且然后到紧凑型混合器150，并且到飞行器的空气分配系统122。空气的另一部分被输送到压缩机136，并且通过次换热器140从压缩机136返回。在换热器140的下游，空气可传送到冷凝器133。来自换热器140的空气通过冷凝器133并且可驱动涡轮138，并且在涡轮138下游的空气通过通道139返回冷凝器133。这两个气流通道在冷凝器133保持分开。在冷凝器133的下游，来自管线139的空气可传送到通向第二涡轮134的管线164中，并且然后到混合器150。涡轮134、涡轮138和压缩机136为空气循环机132的所有部分。如示意性所示，分接头160使轴承冷却空气分流，用于压缩机124和压缩机125。图1示意性示出了安装托架62/58。歧管60分配来自管线160、管线164和管线166的空气，它们均由虚线示意性示出。通常，歧管60可承载提供管线160、管线164和管线166的一部分的管。图2A示出将机舱空气压缩机124和机舱空气压缩机125连接到安装托架58和安装托架65的压缩机安装托架62。当系统安装在飞行器中时，托架58将在支架65的垂直上方。拖架58被称为三向安装托架。如图所示，机舱空气压缩机托架62通过凸缘64固定到安装托架58上的耳部66。中心孔55通过振动阻尼构件连接到飞行器框架。横向托架168连接一对压缩机安装托架。压缩机安装托架62被显示为镜像部分，并且在19处用螺栓固定到横向托架18。前向歧管60与管道连通以供应空气。具体地，通道160、通道164和通道166的一部分(未示出)通过前向歧管60。图2B示出安装托架62，其接收螺栓63以将托架62固定到压缩机124。三向安装托架58也被示出。图2C示出连接两个安装托架62的横向托架168。在该视图中，三向安装托架58已被移除，使得横向托架168可见。图3是托架62的侧视图。如图所示，凸缘64从安装位置66延伸，安装位置的厚度为t1安装位置66合并到成角度侧68中，其反过来合并到竖直侧69。竖直侧69延伸到安装底板70。封闭侧72从底板70沿侧面66、侧面68和侧面69延伸。竖直侧69相对于安装底板70成直角。成角度侧68与竖直侧69不平行，并且在安装底板70上方从竖直侧69延伸回。安装位置66相对于成角度侧68成不平行的角度，并且进一步在安装底板70上方延伸。在延伸成角度侧68处的厚度为t2。如图4所示，螺栓孔74在成角度侧66中形成，并且将接收螺栓以连接到横向托架18。底板70具有螺栓孔76，螺栓孔76接收螺栓63，以将托架附接到压缩机，如图2B所示。封闭侧72具有前端77，相比于靠近孔76而言，向前端77更靠近竖直侧69。进一步地，竖直侧69在远离底板70的第一方向上延伸，并且竖直侧在相同的第一方向上从安装底板延伸。如可见，封闭侧72具有背离竖直侧69限定的多边形外表面。图5和图6示出镜像压缩机安装托架62。应当理解，图2A所示的组件包括如图3/4所示的一个托架，和如图5/6所示的一个托架。以下尺寸应用于图3至图6所示的两种托架。在一个实施方案中，孔76的直径形成为.521英寸(1.32cm)。在现有技术中，该螺栓孔为.406英寸(1.03cm)。厚度t1为.375英寸(.952cm)。在现有技术中，厚度t1为.250英寸(.635cm)。厚度t2为.250英寸(.635cm)。在现有技术中，厚度t2为.250英寸(.635cm)。在实施方案中，t1与t2的比率在1.38至1.63之间。在实施方案中，安装底板中的螺栓孔的直径与t1的比率在1.34至1.44之间。图7示出横向托架168。如可见，存在从主体99延伸的向外延伸的凸缘100。主体99具有端部102。端部102包括螺栓孔104，螺栓孔104接收螺栓以将横向托架168固定到压缩机安装托架。进一步地，沟槽106在端部102之间形成，并且相比于端部102而言远离凸缘100延伸较少的距离。图8示出，存在三个螺栓孔104以接收螺栓，从而将横向托架168固定到压缩机安装托架106。凸缘100的最下表面99与端部102的顶部101之间的距离被限定为d3。螺栓孔104的直径为.386英寸(.980cm)。在现有技术中，直径为.386(.980cm)。如图9所示，凸缘100的厚度为d4。在端部102处的后表面103与凸缘的前端107之间的距离被限定为d5。在实施方案中，d3为2.875英寸(7.302cm)。在现有技术中，d3为2.875。d4为.250英寸(7.302cm)而在现有技术中为.160英寸(.406cm)。d5为1.375英寸(3.492cm)，而在现有技术中为1.375英寸(3.492cm)。从图9可以清楚看到，螺栓孔104具有在端部102处的表面向外延伸的凸出部。在实施方案中，d4与螺栓孔104的直径的比率在.636与.680之间。d4与d5的比率在.174与.190之间，而d4与d3的比率在.083与.091之间。本公开可概括为，用于在飞行器的空气供应系统中使用的压缩机横向托架168具有从主体99延伸远离的凸部100。主体具有在相对侧的端部102和在端部102之间限定的沟槽106。端部中的每个具有至少一个螺栓孔104。螺栓孔具有直径。凸部100的厚度在主体99从凸部10本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于在飞行器的空气供应系统中使用的压缩机横向托架，其包括：凸部，其从主体延伸远离，所述主体具有在相对侧的端部和在所述端部之间限定的沟槽，所述端部中的每个具有至少一个螺栓孔，并且所述至少一个螺栓孔具有直径，且所述凸部的厚度在所述主体从所述凸部延伸的方向上被限定，其中所述厚度与所述直径的比率在.636与.680之间。

【技术特征摘要】
2015.05.06 US 14/7052621.一种用于在飞行器的空气供应系统中使用的压缩机横向托架，其包括：凸部，其从主体延伸远离，所述主体具有在相对侧的端部和在所述端部之间限定的沟槽，所述端部中的每个具有至少一个螺栓孔，并且所述至少一个螺栓孔具有直径，且所述凸部的厚度在所述主体从所述凸部延伸的方向上被限定，其中所述厚度与所述直径的比率在.636与.680之间。2.根据权利要求1所述的横向托架，其中所述主体的后表面在与所述凸部相对的表面上被限定，并且第一距离从所述相对表面到所述凸部的端部被限定，并且所述厚度表面与所述第一距离的比率在.219与.234之间。3.根据权利要求2所述的横向托架，其中第二距离从所述凸部的底部到所述端部的最远部分被限定，并且所述厚度与所述第二距离的比率在.077与.080之间。4.根据权利要求1所述的横向托架，其中第二距离从所述凸部的底部到所述端部的最远部分被限定，并且所述厚度与所述第二距离的比率在.077与.080之间。5.一种用于飞行器的机舱空气供应系统，其包括：空气循环机；冷凝器，和来自所述冷凝器的两个出口管线；一对机舱空气供应压缩机，所述压缩机由压缩机安装托架安装到三向安装托架，且所述三向安装托架进一步安装前向歧管，所述前向歧管为所述冷凝器的所述出口中的每个提供一部分流动管线，并且进一步接收供应轴承冷却空气的流动管线的一部分，所述轴承冷却空气从所述一对机舱空气供应压缩机下游的管线中分流，回到所述机舱空气供应压缩机的轴承，并且在换热器的下游，和具有两个端部的横向托架，其中一个端部连接到所述压缩机安装托架中的每个；和凸部，其从主体延伸远离，所述主体具有在相对侧的端部和在所述端部之间限定的沟槽，所述端部中的每个具有至少一个螺栓孔，并且所述至少一个螺栓孔具有直径，且所述凸部的厚度在所述主体从所述凸部延伸的方向上被限定，其中所述厚度与所述直径的比率在.636与.680之间。6.根据权利要求5所述的机舱空气供应系统，其中所述主体的后表面在与所述凸部相对的表面上被限定，并且第一距离从所述相对表面到所述凸部的端部被限定，且所述厚度表面与所述第一距离的比率在.219与.234之间。7.根据权利要求6所述的机舱空气供应系统，其中第二距离从所述凸部的底部到所述端部的最远部分被限定，并且所述厚度与所述第二距离的比率在.077和.080之间。8.根据权利要求5所述的机舱空气供应系统，其中第二距离从所述凸部的底部到所述端部的最远部分被限定，并且所述厚度与所述第二距离的比率在.077与.080之间。9.根据权利要求5所述的机...

【专利技术属性】
技术研发人员：BJ梅里特，CR佩伦特，A帕特尔，
申请(专利权)人：哈米尔顿森德斯特兰德公司，
类型：发明
国别省市：美国;US