飞行器燃料通气管的利记博彩app
【技术领域】
[0001]本发明涉及飞行器燃料通气管，以及抑制在飞行器燃料通气管中形成声学驻波的方法。
【背景技术】
[0002]图18图示了飞行器燃料通气管40。在飞行器燃料箱被过量填充燃料的情况下，通气管40布置成则使过量燃料能够流出燃料箱。为此，通气管40向下延伸且与飞行器机翼的下蒙皮的空气动力学外表面齐平。因而，管的开口端在飞行器的飞行期间暴露于空气动力学横向气流41。
[0003]横向流产生不稳定性42，该不稳定性42产生源自管的强烈的声学音调。这根据当地真实的空气速度以及管的直径而由外部流的固有频率激发。发生的共振是管的深度/直径比率的函数并且表示压力驻半波43。
【发明内容】
[0004]本发明的第一方面提供了一种飞行器燃料通气管，该飞行器燃料通气管包括:管本体，该管本体包含导管，该导管沿着导管轴线在开口端与封闭端之间延伸；爆破隔膜，该爆破隔膜封闭导管的封闭端；以及位于导管中的一个或更多个装置，装置(多个装置)定位成或定形状为使得能够通过导管的开口端沿着导管进行观察而在视觉上检查爆破隔膜，并且装置(多个装置)定位成或定形状为抑制在导管中形成声学驻波。
[0005]本发明的第二方面提供了一种飞行器燃料通气管，该飞行器燃料通气管包括:管本体，该管本体包含导管，该导管沿着导管轴线在开口端与封闭端之间延伸；爆破隔膜，该爆破隔膜封闭导管的封闭端；以及位于导管中的一个或更多个装置，装置(多个装置)定位成或定形状为使得能够通过导管的开口端沿着导管进行观察而在视觉上检查爆破隔膜，并且装置(多个装置)定位成或定形状为对导管的横向于导管轴线的截面轮廓进行修改使得导管的截面轮廓在沿着导管轴线的不同位置之间改变。通常，导管的截面轮廓或者在不同的位置处具有不同的形状，或者在不同的位置处具有相同形状的旋转样式。
[0006]—个或更多个装置可以包括在沿着导管轴线的不同位置之间具有改变的截面形状或关于导管轴线的角位置的装置。例如，装置可以具有沿着导管轴线改变的关于管轴线的角位置以形成螺纹形状。在一个实施方式中，螺旋形状沿着其全长围绕整个圆周的四分之三(即，270度)而旋转，然而其他旋转范围也是可能的。优选地，螺旋的螺距不是导管的长度的整数函数(因此，螺旋的全长不旋转例如360度或720度)。
[0007]可选地，一个或更多个装置包括第一装置和第二装置，第一装置和第二装置关于导管轴线位于不同角位置处并且沿着导管轴线偏移，使得导管的截面轮廓在沿着导管轴线的第一位置处被第一装置而不是第二装置修改，并且导管的截面轮廓在沿着导管轴线的第二位置处被第二装置而不是第一装置修改。可选地，第一装置和第二装置具有沿着导管的长度改变的螺旋形状或截面形状。替代性地，第一装置和第二装置可以是平面的。
[0008]该(或每个)装置通常可选地从管本体的内壁延伸或突出到导管中。该(或每个)装置可以附接至管本体一例如该(或每个)装置可以结合或焊接至管本体或与管本体一体地形成。
[0009]管本体可以包括单件，该单件提供内壁，装置从该内壁延伸或突出到导管中。替代性地，管本体可以包括外管和插入件，该插入件插入外管中且承载该(或每个)装置一换言之，插入件提供了这样的内壁:装置从该内壁延伸或突出到导管中。使用这样的两件式组件使插入件能够被改造成外管，该外管为现有燃料通气管系统的一部分。插入件可以是管(比如筒形框架)或插入件可以具有非管状结构。
[0010]该(或每个)装置可以定位成或定形状为使得能够通过导管的开口端沿着导管并且沿着导管的中央进行观察而在视觉上检查爆破隔膜，导管的中央不包含装置中的任何装置。替代性地，可以通过导管的开口端沿着导管并且沿着导管的周向边缘(即，不沿着导管的中央)进行观察而在视觉上检查爆破隔膜。
[0011]通常，每个装置从远离导管轴线的基部向导管内延伸至作为装置的靠近导管轴线的最近点的边缘。每个装置的基部与导管轴线相距距离Rbase，并且每个装置的边缘与导管轴线相距距离Redge(其小于RbaJ。
[0012]比率[(Rbase-RedgJ/RbaJ通常大于0.1且优选地大于0.2。这确保了每个装置足够远地突出到导管中以抑制驻波的形成。
[0013]比率[(Rbase-RedgJ/RbasJ通常小于0.8且优选地小于0.6。这确保了能够容易地检查爆破隔膜并且在爆破隔膜爆破的情况下装置不显著地阻碍燃料沿着导管穿过。
[0014]优选地，比率[(Rbase_Redge)/Rbase]小于 0.6 且大于 0.2。
[0015]管本体可以具有非圆形的截面形状但是更优选地其具有呈大致筒形的内壁。
[0016]优选地，一个或更多个装置包括质数个装置。
[0017]—个或更多个装置可以偏离爆破隔膜，因此爆破隔膜可以冲进管道中而不受装置(多个装置)阻碍。爆破隔膜可以呈圆形或任何其他形状。
[0018]优选地，导管的横截面面积在沿着导管轴线的不同位置之间不改变。
[0019]在一些实施方式中，该(或每个)装置为翅片。在其他实施方式中，该(或每个)装置为楔形装置。楔形装置的横截面面积可以随着楔形装置沿着导管朝向爆破隔膜延伸而增大或减小。
[0020]在一些实施方式中，该(或每个)装置为从基部向导管内延伸至位于导管内的边缘。通常，每个翅片具有薄的结构，使得翅片的从其基部至其边缘的长度远大于其厚度。翅片可以朝向导管轴线或以另一角度沿径向延伸。
[0021]—种包含燃料通气管的飞行器，该飞行器通常包括燃料箱，该燃料箱联接至飞行器燃料通气管，爆破隔膜布置成用于爆破且使燃料能够从燃料箱流入导管中且流出导管的开口端。
[0022]飞行器燃料通气管可以定位成使得导管的开口端暴露于在飞行器的飞行期间横过导管的开口端的空气动力学横向气流一例如管可以安装在飞行器的机翼的下表面中。
[0023]优选地，导管包括通道，该通道使得能够通过导管的开口端沿着导管并且沿着通道进行观察而在视觉上检查对导管的封闭端进行封闭的爆破隔膜(其处于完整状态下，换言之，其未爆破)。
[0024]导管轴线可以是直的，或者其可以是略微弯曲的。
[0025]本发明的另一方面提供了一种抑制在飞行器燃料通气管中形成声学驻波的方法，飞行器燃料通气管包括:管本体，该管本体包含导管，该导管沿着导管轴线而在开口端与封闭端之间延伸；以及爆破隔膜，该爆破隔膜封闭导管的封闭端，该方法包括将一个或更多个装置插入导管中，装置(多个装置)定位成或定形状为使得能够通过导管的开口端沿着导管进行观察而在视觉上检查爆破隔膜，并且装置(多个装置)定位成或定形状为抑制在导管中形成声学驻波。装置(多个装置)和燃料通气管可以是根据本发明的如上所述的第一方面或第二方面的装置(多个装置)和燃料通气管。
【附图说明】
[0026]现在将参照附图对本发明的各实施方式进行描述，在附图中:
[0027]图1为根据本发明的第一实施方式的飞行器燃料通气管的侧视图；
[0028]图2为沿着图1的管的线A向导管内观察的仰视图；
[0029]图3为沿着图1的管的线B的截面图；
[0030]图4为沿着图1的管的线C的截面图；
[0031]图5为沿着图1的管的线D的俯视图；
[0032]图6为根据本发明的第二实施方式的飞行器燃料通气管的侧视图；
[0033]图7为沿着图6的管的线E的仰视图；
[0034]图8为沿着图6的管的线F的截面图；
[0035]图9为沿着图6的管的线G的截面图；
[0036]图10为沿着图6的管的线Η的截面图；
[0037]图11为根据本发明的第三实施方式的飞行器燃料通气管的横截面图；
[0038]图12为根据本发明的第四实施方式的飞行器燃料通气管的横截面图；
[0039]图13为向导管内观察的第四实施方式的仰视图；
[0040]图14为根据本发明的第五实施方式的飞行器燃料通气管的横截面图；
[0041]图15为向导管内观察的第五实施方式的仰视图；
[0042]图16为飞行器的正视图；
[0043]图17为示出了安装在飞行器上的管的示意性侧视图；以及
[0044]图18为具有驻波的飞行器燃料通气管的示意图。
【具体实施方式】
[0045]图1至图5示出了根据本发明的第一实施方式的飞行器燃料通气管1。该管包括具有筒形外表面2和筒形内表面3的管本体。管本体包含导管4，该导管4沿着直的导管轴线5在开口端6与封闭端之间延伸，该封闭端由圆形爆破隔膜7封闭。导管的在爆破隔膜7与导管的开口端之间的长度通常为15cm至20cm左右。
[0046]管本体承载三个装置或翅片10至12，所述三个装置或翅片10至12与管本体2、3 一体地铸造为