本發(fā)明屬于飛機結構設計領域，具體涉及一種飛機輔助動力裝置艙式沖壓進氣裝置。

背景技術：

輔助動力裝置(即apu)的實質是一種燃氣渦輪發(fā)動機。在現代飛機設計中，現代化的大、中型客機上，輔助動力裝置是保證發(fā)動機空中停車后再啟動的主要裝備，它直接影響飛機的飛行安全。現代飛機設計時，將輔助動力裝置放置在哪里，要綜合考慮其燃氣出口不能對機身和周圍系統(tǒng)造成危害，對溫度敏感的系統(tǒng)應遠離輔助動力裝置艙，其自身和它的進排氣口均應遠離客艙和座艙以減少噪聲等諸多因素，一般將輔助動力裝置安裝在飛機的尾部，如圖1所示。

該飛機尾部安裝的輔助動力裝置，進排氣共用同一腔室，由于現有輔助動力裝置的進氣結構限制無獨立進氣通道，進氣方式為艙式進氣，加之該型輔助動力裝置進氣需求量大、飛機尾段進排氣口反向壓差大，現有艙式沖壓進氣裝置不能滿足該要求，同時也不能保證輔助動力裝置附件的工作環(huán)境溫度需求。

技術實現要素：

本發(fā)明的目的在于提供一種飛機輔助動力裝置艙式沖壓進氣裝置，克服或減輕現有技術的至少一個上述缺陷。

本發(fā)明的目的通過如下技術方案實現：一種飛機輔助動力裝置艙式沖壓進氣裝置，設置于飛機尾部apu艙側壁上，其特征在于，該裝置包括進氣門、進氣門支座組件、電動機構、電動機構支座，

apu艙側壁上的進氣口處安裝有進氣門，該進氣門貼合apu艙結構外形設置；

進氣門支座組件為多組，該多組進氣門支座組件一端與進氣門相連，進氣門支座組件另一端則連接到apu艙中的第一結構框上，其中該第一結構框位于進氣門靠近飛機尾部一側；

優(yōu)選地是，其中該第二結構框位于第一結構框遠離進氣門一側，電動機構另一端則與進氣門相連，進氣門由該電動機構驅動以實現打開與關閉。

優(yōu)選地是，所述進氣門兩端各垂直設置一塊進氣擋板，該兩進氣擋板均位于所述apu艙內側一側。

優(yōu)選地是，所述電動機構包括電動裝置、拉桿、搖臂，搖臂一端通過螺栓組件與所述進氣門固連，該搖臂另一端與拉桿一端鉸接，而拉桿另一端則連接有可伸縮的電動裝置，該電動裝置通過所述電動機構支座固定到所述apu艙中的所述第二結構框上。

優(yōu)選地是，所述進氣門支座組件為兩組，該進氣門支座組件分置于所述電動機構兩側。

本發(fā)明所提供的一種飛機輔助動力裝置艙式沖壓進氣裝置的有益效果在于，該裝置不僅滿足進氣系統(tǒng)設計及安裝，也保證輔助動力裝置地面及空中起動的進氣需求，同時能夠確保輔助動力裝置附件達到工作環(huán)境溫度需求。

附圖說明

圖1為現有輔助動力裝置安裝位置示意圖；

圖2為本發(fā)明飛機輔助動力裝置艙式沖壓進氣裝置的安裝示意圖；

圖3為本發(fā)明飛機輔助動力裝置艙式沖壓進氣裝置的結構示意圖；

圖4為本發(fā)明飛機輔助動力裝置艙式沖壓進氣裝置中的進氣門組件看結構示意圖；

圖5為本發(fā)明飛機輔助動力裝置艙式沖壓進氣裝置的操作示意圖。

附圖標記：

1-進氣門、2-進氣門支座組件、3-電動機構、4-電動機構支座、5-第一結構框、6-第二結構框、11-進氣擋板、31-電動裝置、32-拉桿、33-搖臂。

具體實施方式

為使本發(fā)明實施的目的、技術方案和優(yōu)點更加清楚，下面將結合本發(fā)明實施例中的附圖，對本發(fā)明實施例中的技術方案進行更加詳細的描述。在附圖中，自始至終相同或類似的標號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實施例是本發(fā)明一部分實施例，而不是全部的實施例。下面通過參考附圖描述的實施例是示例性的，旨在用于解釋本發(fā)明，而不能理解為對本發(fā)明的限制?；诒景l(fā)明中的實施例，本領域普通技術人員在沒有作出創(chuàng)造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發(fā)明保護的范圍。

下面結合附圖對本發(fā)明的飛機輔助動力裝置艙式沖壓進氣裝置做進一步詳細說明。

如圖2至圖5所示，一種飛機輔助動力裝置艙式沖壓進氣裝置，該裝置包括進氣門1、進氣門支座組件2、電動機構3、電動機構支座4，該裝置設置兩處，分置于飛機尾部apu艙左右側壁上。進氣門1安裝在apu艙側壁上的進氣口處，該進氣門1貼合apu艙結構外形設置，同時在進氣門1兩端選擇垂直設置一塊沖壓制式的進氣擋板11，兩進氣擋板11均位于apu艙內側一側，以滿足進氣需要。進氣門1通過進氣門支座組件2連接到apu艙側壁上，該進氣門支座組件2可設置多組，本實施例選擇設置兩組，該兩組進氣門支座組件2沿航向對稱布置于進氣門1長邊框中線兩側，其中每組進氣門支座組件2均由門支座、弓形搖臂以及結構框支座三者構成，該三者依次相連，進氣門支座組件2門支座一端固定于進氣門1內側一側，進氣門支座組件2結構框支座一端則連接到apu艙中第一結構框5的腹板上，該第一結構框5位于進氣門1靠近飛機尾部一側(即圖2中進氣門1的右側)。在兩組進氣門支座組件2之間設置電動機構3，本實施例的電動機構3由電動裝置31、拉桿32、搖臂33三者依次連接而成，搖臂33一端通過螺栓組件與進氣門1固連，該搖臂33另一端與拉桿32一端鉸接，而拉桿32另一端則連接有可伸縮的電動裝置31，該電動裝置31通過電動機構支座4固定到apu艙中的第二結構框6上，該第二結構框6位于第一結構框5遠離進氣門1一側(即圖2中的第二結構框6位于第一結構框5的左側)，進氣門1通過該電動機構3驅動以實現其打開與關閉，進氣門1的打開示意圖如圖5所示。

以上所述，僅為本發(fā)明的具體實施方式，但本發(fā)明的保護范圍并不局限于此，任何熟悉本技術領域的技術人員在本發(fā)明揭露的技術范圍內，可輕易想到的變化或替換，都應涵蓋在本發(fā)明的保護范圍之內。因此，本發(fā)明的保護范圍應以所述權利要求的保護范圍為準。

技術特征：

技術總結
本發(fā)明提供一種飛機輔助動力裝置艙式沖壓進氣裝置，包括進氣門(1)、進氣門支座組件(2)、電動機構(3)、電動機構支座(4)，APU艙側壁上的進氣口處安裝有進氣門(1)，該進氣門(1)貼合APU艙結構外形設置，進氣門支座組件(2)為兩組，該組件一端與進氣門(1)相連，另一端則連接到APU艙中的第一結構框(5)上，電動機構(3)一端通過電動機構支座(4)與APU艙中的第二結構框(6)相連，另一端則與進氣門(1)相連，進氣門(1)通過電動機構(3)驅動以實現打開與關閉。本發(fā)明所提供的裝置，不僅滿足進氣系統(tǒng)設計及安裝，也保證輔助動力裝置地面及空中起動的進氣需求，同時確保輔助動力裝置附件達到工作環(huán)境溫度需求。

技術研發(fā)人員：王敏;王曉花;凡養(yǎng)旗
受保護的技術使用者：中國航空工業(yè)集團公司西安飛機設計研究所
技術研發(fā)日：2017.05.04
技術公布日：2017.07.18