【技术实现步骤摘要】
热塑模制部件及其制造方法和包括该部件的管道
[0001]本专利技术涉及一种能够构成航空飞行器或太空飞行器的管道的热塑模制部件及其制造方法以及包括所述部件的管道。本专利技术以总体的方式适用于基本上由所述热塑模制部件构成的任何管道,该部件能够抵抗工具在安装或维护操作期间在飞行器内的冲击所产生的裂纹,这种管道特别构造成用于输送流体,诸如空气,并且有利地能够形成空气入口装置的全部或一部分,例如空气入口扩散器(或入口空气扩散器)的类型,以便提供飞行器的舱室在飞行中以及在地面上的空气调节,特别是本专利技术可适用于输送液体或气体流体的其他类型的管道以及可以作为具有外界冲击部位,以及燃料管道、多种紧固件和半结构部件。
技术介绍
[0002]FR3065438A1提供一种旨在为飞行器的舱室供应调节空气的空气调节系统,其包括旨在安装在飞行器的腹部整流罩下方并出于所述目的包括连接到整流罩内的开孔的护罩的空气入口装置以及在上游连接到空气调节设备并在下游连接到护罩的护套。
[0003]已经寻求用热塑材料代替传统上可用于这些空气入口装置的金属材料。现在,以已知的方式,热塑管道和热塑基体复合材料必须在满意的机械强度(由于其加强和/或其强度)、通过减小厚度获得的轻重和/或较小密度的材料之间作出取舍,并且在诸如飞行器内部的空气入口装置的应用中(易受到在管道在飞行器内安装或维护期间工具的冲击所造成的损坏),抗冲击能力通常通过变形来获得,而不是不能破坏的结构或特殊的加强件来获得。
[0004]WO 99/24749 A1公开一种物品,诸如
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种能够构成航空飞行器或太空飞行器所装备的管道(1、1
’
)的模制热塑基体部件,所述部件具有至少部分旋转对称的外表面(2、2
’
),其中所述外表面包括多个一体模制的凹陷部(6、6
’
),所述凹陷部通过脊部(7、7
’
)彼此成对连接,并且其中:
‑
在垂直于限定每个凹陷部的所述脊部的方向d上测量,每个所述凹陷部在相邻成对的脊部之间具有在3
‑
10mm之间的最大横向尺寸D,以及
‑
每个脊部具有顶部,所述顶部具有在所述方向d上测量得到的横向宽度L,其中L<D。2.根据权利要求1所述的部件,其中,每个凹陷部(6、6
’
)具有大致球形或圆柱形的凹入表面。3.根据权利要求2所述的部件,其中,L<0.5D。4.根据权利要求3所述的部件,其中,L<0.2D。5.根据权利要求2所述的部件,其中,所述凹入表面通过与所述最大横向尺寸D关联的曲率半径R限定,其中0.5D<R<2D。6.根据权利要求5所述的部件,其中,所述凹入表面通过与所述最大横向尺寸D关联的曲率半径R限定,其中0.7D<R<1.5D。7.根据权利要求1所述的部件,其中,所述部件从所述部件的所述外表面(2、2
’
)到径向相对的内表面(5、5
’
)具有在每个脊部(7、7
’
)和相邻凹陷部(6、6
’
)的底部(6a)之间测量得到的厚度差,所述厚度差在0.2mm
‑
2mm之间。8.根据权利要求7所述的部件,其中,所述部件的厚度差在0.3mm
‑
1.3mm之间。9.根据权利要求1所述的部件,其中,所述凹陷部(6、6
’
)是相同的,并且规则地间隔开,以便在所述部件的两个开口端(3、3
’
和4、4
’
)之间形成凹陷部的至少一个周向排,所述或每个周向排以重复的节距在所述外表面(2、2
’
)的周边上方延伸,所述节距在所述或每个周向排的两个连续凹陷部之间具有等于D+L的数值。10.根据权利要求7和9所述的部件,其中,所述部件的厚度差:
‑
在所述凹陷部(6、6
’
)之间的所述节距在6mm
‑
8mm之间时,在0.8mm
‑
1.3mm之间;或者
‑
在所述凹陷部(6、6
’
)之间的所述节距在3mm
‑
5mm之间时,在0.3mm
‑
0.7mm之间。11.根据权利要求10所述的部件,其中,所述部件的厚度差:
‑
在所述凹陷部(6、6
’
)之间的所述节距在6mm
‑
8mm之间时,在0.8mm
‑
1.3mm之间,其中0.7D<R<D,或者
‑
在所述凹陷部(6、6
’
)之间的所述节距在3mm
‑
5mm之间时,在0.3mm
‑
0.7mm之间,其中D<R<1.3D。12.根据权利要求9所述的...
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