本发明专利技术涉及主起落架舱通风装置及包括该装置的飞机。该装置中，冲压进气口位于蒙皮冲压侧；主送风管路连通至冲压进气口；通风盘位于主送风管路的末端，用于将冲压空气输送至主起落架舱内的机轮组件附近；旁通管路连通至冲压进气口；蒙皮排气口位于旁通管路的末端；流量自调节模块安装于旁通管路中，节流收缩结构限定流道，气囊位于流道内，通过气囊的膨胀或收缩，改变流道的流通面积；热管一端与集风罩相连接，另一端插入气囊中，用于将机轮组件的热量传递至气囊中，以使气囊膨胀或收缩。根据上述技术方案，本发明专利技术能起到以下有益技术效果：能根据机轮组件的温度状态，实现主送风管路流量自动调节，主起落架舱按需供冷。主起落架舱按需供冷。主起落架舱按需供冷。
【技术实现步骤摘要】
主起落架舱通风装置及包括该装置的飞机
[0001]本专利技术涉及一种主起落架舱通风装置及包括该装置的飞机，涉及飞机环控氧气
技术介绍
[0002]飞机从地面滑行起飞、机轮离地后施加刹车，在极短的时间内将机轮刹停。机轮停止转动后，即被收起至主起落架舱，舱门关闭。从机轮离地，起落架收起至舱门关闭，整个过程均在较短时间内完成。由于机轮由高速旋转状态变化至停止转动状态要求的时间极短，因此需要对机轮施加巨大的刹车能量。摩擦产生的大量热无法快速排出舱外，会导致起落架收起至舱内后，舱内温度急剧升高，可能导致机体结构超温，影响其结构强度。同时，由于主起落架舱门关闭后，整个舱处于封闭状态，导致刹车碳盘温度空中降温速率过慢。对于短程飞行，甚至可能出现飞机即将着陆，刹车碳盘仍处于较高的温度。飞机着陆后滑行刹车，会进一步提高刹车碳盘温度，其温度过高可能导致机轮失效、轮胎爆破、易熔塞融化等事故，影响飞机安全性；同时也会增加过站时间，影响飞机派遣，降低经济性。
[0003]目前飞机上通常在主起落架舱加装通风系统，即在飞行时，通过冲压进气口为舱内提供冷却空气，实现刹车碳盘快速冷却及舱内环境降温。其缺点为通过冲压进气口进入舱内的冷却空气流量不可控，其完全受飞机飞行状态影响。通常飞机在爬升阶段速度相对较低，直至巡航阶段达到较大的飞行速度，即进入舱内的冲压空气流量逐渐增大，至巡航阶段达到稳定。同时，随着飞行高度的增加，外界环境温度逐渐降低。因此，从飞机起飞至巡航，通过冲压进气口进入主起落架舱的冷量逐渐增大。而起落架在爬升阶段收至舱内后，刹车碳盘温度逐渐降低，舱内环境温度先升高后降低，其高温状态处于舱门关闭后的一段时期。即由冲压进气口供入舱内的冷量与舱内降温需求不匹配。特别在巡航阶段，当刹车碳盘温度已降低至目标温度，而冲压空气仍大量供入，为舱内提供不必要的冷量。此时由于冲压进气口增大的气动阻力即为无效阻力，增加燃油代偿损失，严重影响飞机经济性。
技术实现思路
[0004]本专利技术的一个目的在于，提供一种主起落架舱通风装置，其能克服现有技术存在的至少一些缺陷，能根据机轮组件的温度状态，实现主送风管路流量自动调节，主起落架舱按需供冷。
[0005]本专利技术的以上目的通过一种主起落架舱通风装置来实现，所述主起落架舱通风装置包括冲压进气口、主送风管路、通风盘、旁通管路、蒙皮排气口、流量自调节模块、以及热管；
[0006]其中，所述冲压进气口位于蒙皮冲压侧，用于将冲压空气引入所述主送风管路和所述旁通管路；
[0007]所述主送风管路连通至所述冲压进气口，用于将来自所述冲压进气口的冲压空气输送至所述通风盘；
[0008]所述通风盘位于所述主送风管路的末端，用于将来自所述主送风管路的冲压空气输送至主起落架舱内的机轮组件附近，为刹车碳盘强制通风散热提供冷却空气；
[0009]所述旁通管路连通至所述冲压进气口，用于将由所述冲压进气口进入所述主起落架舱的多余冲压空气输送至蒙皮排气口；
[0010]所述蒙皮排气口位于所述旁通管路的末端，用于将由所述冲压进气口进入所述主起落架舱的多余冲压空气排出机外；
[0011]所述流量自调节模块安装于所述旁通管路中，所述流量自调节模块包括节流收缩结构和气囊，所述节流收缩结构限定所述流量自调节模块的流道，所述气囊位于所述流道内，通过所述气囊的膨胀或收缩，改变所述流道的流通面积，进而实现所述旁通管路的流量调节；
[0012]所述热管一端与所述机轮组件外侧的集风罩相连接，另一端插入所述气囊中，所述热管用于将所述机轮组件传导至所述集风罩的热量传递至所述气囊中，以加热或冷却所述气囊中的空气，使所述气囊膨胀或收缩。
[0013]根据上述技术方案，本专利技术的主起落架舱通风装置能起到以下有益技术效果：能根据机轮组件的温度状态，实现主送风管路流量自动调节，主起落架舱按需供冷。
[0014]较佳的是，所述蒙皮排气口位于蒙皮背压侧。
[0015]根据上述技术方案，本专利技术的主起落架舱通风装置能起到以下有益技术效果：将由冲压进气口进入主起落架舱的多余冲压空气通过位于蒙皮背压侧的蒙皮排气口排出机外，能实现推力回收，提升系统的经济性。
[0016]较佳的是，所述通风盘在其底部开设有多个送风口，所述多个送风口与所述集风罩上开设的相应多个通风口正对布置。
[0017]根据上述技术方案，本专利技术的主起落架舱通风装置能起到以下有益技术效果：能保证冷却空气以最短路径、最大动量进入机轮组件内部，为刹车碳盘降温提供充足冷量。
[0018]较佳的是，所述流量自调节模块在其上下游通过圆转方的变径异型管与所述旁通管路连接。
[0019]根据上述技术方案，本专利技术的主起落架舱通风装置能起到以下有益技术效果：能减小管路流道突变(因节流收缩结构)导致的气流噪声。
[0020]较佳的是，所述热管在其插入所述气囊的端部附近安装有多个肋片。
[0021]根据上述技术方案，本专利技术的主起落架舱通风装置能起到以下有益技术效果：能强化热管与气囊内空气的传热。
[0022]较佳的是，当所述气囊收缩至最小状态时，所述气囊在所述流道内的横截面形状为哑铃状，即，上下两端较粗，中间较细。
[0023]根据上述技术方案，本专利技术的主起落架舱通风装置能起到以下有益技术效果：气囊的哑铃状横截面能在气囊膨胀至最大状态时适应流道内腔，基本充满整个流道，更好地有利于刹车碳盘快速冷却及舱内环境降温；且能在气囊收缩至最小状态时留出充足的流道流通面积，旁通管路流量达到最大，实现最大推力能量回收。
[0024]较佳的是，所述气囊的哑铃状横截面的最小宽度与最大宽度之比为0.2～0.4：1。
[0025]根据上述技术方案，本专利技术的主起落架舱通风装置能起到以下有益技术效果：通过适宜的气囊哑铃状横截面的最小宽度与最大宽度之比，气囊的哑铃状横截面能在气囊膨
胀至最大状态时更好地适应流道内腔；且能在气囊收缩至最小状态时更好地留出充足的流道流通面积。
[0026]较佳的是，所述气囊膨胀至最大状态时的气囊横截面面积与所述气囊收缩至最小状态时的气囊横截面面积之比为3～5：1。
[0027]根据上述技术方案，本专利技术的主起落架舱通风装置能起到以下有益技术效果：通过适宜的气囊膨胀至最大状态时的气囊横截面面积与气囊收缩至最小状态时的气囊横截面面积之比，主送风管路流量的自动调节范围更合理，主起落架舱能更好地按需供冷。
[0028]较佳的是，所述送风口的数量为6～12个，所述通风口的数量也为相应的6～12个。
[0029]根据上述技术方案，本专利技术的主起落架舱通风装置能起到以下有益技术效果：通过适宜的送风口数量和通风口数量，能更好地保证冷却空气进入机轮组件内部，为刹车碳盘降温提供充足冷量。
[0030]本专利技术的以上目的还通过一种飞机来实现，该飞机包括如以上任一方面所述的主起落架舱通风装置。
[0031]根据上述技术方案，本专利技术的飞机能起到以下有益技术效果：能根据机本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种主起落架舱通风装置，其特征在于，所述主起落架舱通风装置包括冲压进气口、主送风管路、通风盘、旁通管路、蒙皮排气口、流量自调节模块、以及热管；其中，所述冲压进气口位于蒙皮冲压侧，用于将冲压空气引入所述主送风管路和所述旁通管路；所述主送风管路连通至所述冲压进气口，用于将来自所述冲压进气口的冲压空气输送至所述通风盘；所述通风盘位于所述主送风管路的末端，用于将来自所述主送风管路的冲压空气输送至主起落架舱内的机轮组件附近，为刹车碳盘强制通风散热提供冷却空气；所述旁通管路连通至所述冲压进气口，用于将由所述冲压进气口进入所述主起落架舱的多余冲压空气输送至蒙皮排气口；所述蒙皮排气口位于所述旁通管路的末端，用于将由所述冲压进气口进入所述主起落架舱的多余冲压空气排出机外；所述流量自调节模块安装于所述旁通管路中，所述流量自调节模块包括节流收缩结构和气囊，所述节流收缩结构限定所述流量自调节模块的流道，所述气囊位于所述流道内，通过所述气囊的膨胀或收缩，改变所述流道的流通面积，进而实现所述旁通管路的流量调节；所述热管一端与所述机轮组件外侧的集风罩相连接，另一端插入所述气囊中，所述热管用于将所述机轮组件传导至所述集风罩的热量传递至所述气囊中，以加热或冷却所述气囊中的空气，使所述气囊膨胀或收缩。2.如权利要求1所...
【专利技术属性】
技术研发人员：曹祎，程湛，范明启，刘嘉诚，刘华源，袁建新，
申请(专利权)人：中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院，
类型：发明
国别省市：
还没有人留言评论。发表了对其他浏览者有用的留言会获得科技券。