具有阻挡发动机叶片释放物的保护性防护物的飞行器的利记博彩app

本发明涉及一种配备有安装在机身上的发动机的飞行器，并且更具体地，涉及在出现故障的情况下保护所述发动机免于被从相对发动机上脱离的部分撞击的风险。

背景技术：

存在一种已知的飞行器，该飞行器配备有安装在后机身上的两个发动机，比如在图1a、图1b、图2a、图2b和图3中所示出的那样。

图1a和图1b示出了具有尾翼和两个涡轮风扇发动机13的飞行器，其中，所述两个涡轮风扇发动机13借助于吊架17附接至后机身11，尾翼包括在推进系统后面的竖向尾翼平面21和上部水平尾翼平面23。

图2a和图2b示出了具有尾翼和两个发动机的飞行器，其中，所述两个发动机具有无涵道螺旋桨叶片13并且所述两个发动机借助于吊架17附接至后机身11，尾翼包括在推进系统后面的竖向尾翼平面21和上部水平尾翼平面23。

图3示出了具有尾翼和两个涡轮风扇发动机13的飞行器，其中，所述两个涡轮风扇发动机13直接附接至后机身11，尾翼包括在推进系统后面的竖向尾翼平面21和上部水平尾翼平面23。

在这些飞行器中，诸如叶片释放(BR)事件——即，具有无涵道螺旋桨叶片的一个发动机的外部叶片脱落并且击中机身的事件——或者非包容发动机转子故障(UERF)事件——即，发动机的内部转子的一部分断裂，该部分被释放并且击中机身的事件——之类的故障事件可以在机身上以及还在相对发动机中造成巨大损坏。在后一种情况下，影响可能是灾难性的。

尽管发动机制造商正在努力减小所述故障事件发生的概率，然而经验表明，可能导致灾难性事件的UERF事件和BR事件仍继续发生。

认证要求非常严格并且要推动机身架构和系统架构两者以满足安全要求。

众所周知，重量是航空工业中的基本方面，并且因此，存在使用复合材料的结构代替金属材料的结构的趋势，即使对主要结构(比如机身)而言也如此。

在航空工业中使用最多的复合材料由纤维或纤维束嵌入呈预浸渍或“预浸渍体”材料的形式的热固性树脂或热塑性树脂的基体中来构成。复合材料的主要优势指的是：

－其相对于金属材料的高的比强度。比强度为强度/重量方程。

－其在疲劳载荷下的优异性能。

－由于材料的各向异性而具有结构优化的可能性以及具有对具有不同取向的纤维进行结合的可能性，由此允许针对所施加的载荷的不同需求来对具有不同机械性能的元件的设计进行调整。

与常规的轻质金属材料(如铝)相比，由碳纤维制成的通常的复合材料的缺点在于其较低的抗冲击性和耐损坏能力。复合材料中不存在如在金属材料中那样的塑性行为，并且复合材料不能够在变形时吸收高的应变能量。

因此，需要能够满足安全要求的飞行器结构，特别是当机身由复合材料制成的情况下。

EP 2610164 A1公开了一种飞行器，该飞行器设置有内防护物，该内防护物用于有效地保护发动机(包括诸如为至关重要的系统的发电系统和燃料给送系统之类的系统)免于被从相对发动机上脱离的部分损坏的风险。所述内防护物的缺点在于显著地增加了飞行器的重量。

本发明致力于针对该缺点的解决方案。

技术实现要素：

在一方面，本发明提供了一种在飞行器的后机身内的内防护物，该内防护物位于合适位置中用于遮挡在故障事件中从一个发动机上脱离的可能撞击相对发动机的关键元件的碎片的可能轨迹。内防护物包括属于飞行器子系统的流体容器的组合体，流体容器的组合体具有足够的流体以用于提供阻挡所述碎片所需的能量吸收能力。由于内防护物主要由飞行器中的现有子系统的元件构成，因此由于将内防护物包含在飞行器中而涉及的重量增加是小的。

在另一方面，本发明提供了一种飞行器，该飞行器包括推进系统和内防护物，其中，推进系统由安装于飞行器后机身的每侧的两个发动机形成，内防护物位于后机身内的合适位置中用于遮挡在故障事件中从所述发动机中的一个发动机上脱离的可能撞击相对发动机的关键元件的碎片的可能轨迹。内防护物包括属于飞行器子系统的流体容器的组合体，流体容器具有足够的流体以用于提供阻挡所述碎片所需的能量吸收能力。

在实施方式中，所述流体容器属于飞行器的饮用水子系统和/或废水子系统，并且所述流体容器优选地以第一列饮用水容器和第二列废水容器的方式交错布置。这两列可以特别地位于飞行器的后机身的竖向对称平面的两侧，并且这两列以从所述发动机中的一个发动机上脱离的碎片将被分别部分或全部填充有饮用水或废水的饮用水容器或废水容器阻挡的方式布置成使得内防护物始终总体上容纳无论是分布在饮用水列中还是分布在废水列中的相同体积的水。

本发明的其他特征和优点将从下面结合附图来说明本发明的目的的实施方式的详细描述中变得清楚。

附图说明

图1a和图1b分别为飞行器的后部的示意性立体图和平面图，该飞行器的机身配备有通过吊架连接至机身的涡轮风扇发动机。

图2a和图2b分别为飞行器的后部的示意性立体图和平面图，该飞行器的机身配备有具有无涵道螺旋桨叶片并且通过吊架连接至机身的发动机。

图3为飞行器的后部的立体图，该飞行器的机身配备有直接连接至机身的涡轮风扇发动机。

图4为飞行器的后部的立体图，其示出了从一个发动机上脱离的可能撞击在相对发动机上的碎片的可能轨迹。

图5为飞行器的后部的示意性平面图，该飞行器的机身配备有具有无涵道螺旋桨叶片并且通过吊架连接至机身的发动机，并且该飞行器的机身包括阻挡发动机叶片释放物的内防护物。

图6a、图6b和图6c为图示了在飞行的三个不同阶段中由根据本发明的流体容器形成的内防护物的示意性截面图。

图7为图示了由根据本发明的流体容器形成的内防护物的示意性截面图，所述流体容器在容器的外部横向侧中包括Kevlar(凯夫拉尔)外皮。

图8为图示了根据本发明的内防护物的示意性截面图，该内防护物在其面向发动机的侧部上包括Kevlar层。

具体实施方式

本发明可适用于配备有两个发动机的任何种类的飞行器，所述两个发动机安装于后机身的每侧，比如在图1、图2和图3中所图示的那样。

在这些飞行器中，在发动机发生故障的情况下，一个发动机的关键元件(当发动机发生故障时不能丢失的那些元件，比如发电装置、发动机的燃料给送装置和发动机叶片)可能容易地被相对发动机的脱离部分撞击，这是因为两个发动机相互接近并且在两个发动机之间缺乏结实和坚固的结构件。所涉及的风险是相对发动机发生故障，这将导致灾难性事件。

该风险无法通过抗冲击和耐损伤的机身——比如在WO 2009/068638和US 2011/233335中所公开的机身——来避免，原因在于上述两个公开的主要目不是完全阻挡会损坏机身的来自发动机的任何脱离部分，而是为机身提供通过一个操作发动机进行“回家的任务”所需的强度。

根据考虑了所有发动机级(转子、涡轮、螺旋桨)的预选碎片以及所述预选碎片在故障事件下的可能轨迹来得到待考虑的脱离碎片的一组可能轨迹29(参见图4)。

内防护物的强度取决于需要根据认证要求和其他相关因素被阻挡的碎片的能量水平。

本发明提出了内防护物31，该内防护物31包括在飞行器子系统中使用的流体中的一种流体的流体容器，流体容器具有足够的流体以用于提供阻挡在故障事件中从所述发动机13中的一个发动机上脱离的可能撞击在相对发动机的关键元件上的碎片所需的能量吸收能力，这受益于流体是用于吸收所述碎片的能量的大量的且良好的装置。内防护物31应当位于合适位置中以阻挡所述碎片。

在一实施方式中，所述流体容器属于飞行器的饮用水子系统和废水子系统。可以认为，在飞行器的后部(未加压区域)具有容器的所述子系统的构型能够满足所述子系统的典型的功能要求，并且还用以保持内防护物31中的足够的流体，以保证所需的能量吸收能力。

在一实施方式中，内防护物31通过交错布置的位于左侧第一列中的饮用水容器35和位于右侧第二列中的废水容器37形成。饮用水子系统和废水子系统布置成用于管理水的转移，使得例如在飞行开始时所有的饮用水容器35均将被填满，如在图6a中所图示的；在稍后的时间，前两个饮用水容器35将是空的并且前两个废水容器37将被填满，如图6b中所示。在飞行结束时，所有的饮用水容器35将是空的并且所有的废水容器37将被填满，如图6c中所示。因此，内防护物31始终总体上容纳相同体积的水并且该体积以遮挡受发动机的任何脱离碎片影响的空间的方式分布在两列中。

饮用水容器35和废水容器37优选地为平行于后机身的竖向对称平面A-A布置的筒形容器。饮用水容器35和废水容器37可以在其横向外侧覆盖有薄的复合Kevlar型外皮35’、37’(参见图7)，以将所述容器35、37上的动态载荷分散在更宽广的区域上。

在另一实施方式中，内防护物31可以包括适时地防止爆炸风险的燃料容器。

在另一实施方式中，内防护物31包括如图8中所示的两个Kevlar层41、41’，所述两个Kevlar层41、41’布置在内防护物31的两侧以覆盖流体容器35、37的组合体。尽管图8示出了与图6a、图6b、图6c和图7的容器35、37相同的布置，然而内防护物31可以包括以不同方式布置的流体容器的组合体。

内防护物31优选地位于占据了竖向对称平面A-A两侧的空间的中央位置中，且内防护物31遮挡所述碎片的可能轨迹。

本发明的防护物相对于在EP 2610164 A1中公开的防护物的主要优点在于:由于使用了飞行器子系统的装置，因此不涉及飞行器重量的显著重量增加。

尽管已经结合各种实施方式对本发明进行了描述，但应当从说明书理解的是，可以在本发明中进行元件的各种组合、变型或改进，并且元件的各种组合、变型或改进都在如由所附权利要求限定的本发明的范围之内。