用于航空器起落架轮舱的热控制系统和相关方法技术方案

本发明专利技术的名称是用于航空器起落架轮舱的热控制系统和相关方法。公开了用于航空器主起落架轮舱的热控制系统和相关方法。实例热控制系统包括限定在入口和出口之间的流体通道的导管。导管的入口定位成与起落架轮舱流体连通，并且导管的出口定位成与大气流体连通。导管产生穿过入口和出口之间的流体通道的压力差以将热量从起落架轮舱排出到大气中。差以将热量从起落架轮舱排出到大气中。

【技术实现步骤摘要】
用于航空器起落架轮舱的热控制系统和相关方法

技术介绍

[0001]本公开内容通常涉及航空器，并且更具体地涉及用于航空器主起落架轮舱的热控制系统和相关方法。
[0002]在着陆事件期间停止航空器时，航空器机轮的制动器会产生大量热量。在一些这种情况下，航空器起落架的加热的制动器可以达到超过1000华氏度(
°
F)，并向周围结构辐射和对流大量的热量。在一些实例中，航空器可能在着陆后不久起飞以便进行随后的飞行，而没有足够的时间使制动器冷却(例如，冷却至周围环境温度)。结果，当起落架缩回到航空器的起落架轮舱中时，由制动器产生的热量传递到航空器的周围结构。

技术实现思路

[0003]实例热控制系统包括限定入口和出口之间的流体通道的导管。导管的入口定位成与起落架轮舱流体连通并且导管的出口定位成与大气流体连通。导管穿过入口和出口之间的流体通道产生压力差，以将热量从起落架轮舱排出到大气中。
[0004]实例设备包括第一导管，该第一导管限定了位于航空器的起落架轮舱中的第一入口。当第一航空器起落架缩回在起落架轮舱中时，第一入口紧邻第一航空器起落架的第一机轮的第一制动器定位。实例设备包括第二导管，该第二导管限定位于航空器的起落架轮舱中的第二入口。当航空器起落架缩回在起落架轮舱中时，第二入口紧邻航空器起落架的第二机轮的第二制动器定位。实例设备包括主导管，该主导管限定与大气流体连通的出口。主导管将第一导管的第一入口和第二导管的第二入口流体联结(couple)到出口。
[0005]实例设备包括用于限定入口和出口之间的流体通道的机构，其中用于限定流体通道的该机构的入口定位成与起落架轮舱流体连通，并且用于限定流体通道的机构的出口定位成与大气流体连通。实例系统包括用于产生通过用于限定流体通道的机构的压力差的机构，以诱导流体从入口朝向出口流动，以将热量从起落架轮舱排出。
附图说明
[0006]图1是具有根据本公开内容的教导的实例热控制系统的实例航空器。
[0007]图2A
‑
2C示出了图1的实例热控制系统。
[0008]图3是图1的航空器的顶视图。
[0009]图4A
‑
4C示出了本文公开的实例热控制系统。
[0010]图5是本文公开的另一个实例热控制系统的透视图。
[0011]图6是本文公开的另一个实例热控制系统的透视图。
[0012]图7是本文公开的另一个实例热控制系统的透视图。
[0013]图8是本文公开的另一个实例热控制系统的透视图。
[0014]图9是本文公开的另一个实例热控制系统的透视图。
[0015]图10A
‑
10C示出了本文公开的另一个实例热控制系统。
[0016]图11A
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11B示出了本文公开的另一个实例热控制系统。
[0017]图12A和12B示出了可以实施图1的航空器的起落架的本文公开的起落架的实例机轮。
[0018]图13
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16是代表用于实施图5
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9的实例热控制系统的控制器的实例方法1300
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1600的流程图。
[0019]图17是构造成执行图13
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16的指令以实施图5
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9的控制器的实例处理器平台的框图。
[0020]在可能的情况下，在整个附图(一个或多个)和撰写的说明书中将使用相同的参考编号来指代相同或相似的零件。如本专利中所使用，声明任何零件(例如，层、膜、区域或板)以任何方式定位在另一个零件上(例如，定位在其上、位于其上、布置在其上或形成在其上等)，意思是，所参考的零件与另一个零件接触，或者所参考的零件在另一个零件上方，其中一个或多个中间零件(一个或多个)位于其间。声明任何零件与另一个零件接触意思是该两个零件之间没有中间零件。另外地，一个实例的特征与另一个实例的特征并不相互排斥。
具体实施方式
[0021]当着陆时，航空器起落架在制动事件期间产生大量的热量。在一些实例中，航空器在制动器中仍然存储有热能和/或不足以使制动系统冷却至周围环境温度的时间范围(timeframe)内返回飞行。结果，当在起飞之后起落架缩回时，起落架的制动系统在起落架的轮舱内传递存储在制动器内的大量热量。在这种情况下，当在飞行期间起落架存储并封闭在轮舱中时，从起落架的制动系统散发的热量可导致轮舱中的空气温度显著升高。例如，当在正常运行下定位在主起落架轮舱中时，航空器起落架的制动系统可以达到近似1000
°
F的温度。
[0022]为了保护主要结构和/或部件(例如，翼盒结构等)免受升高的空气温度的影响，航空器通常采用隔热板。隔热板定位在轮舱中起落架和待保护免受升高温度影响的主要结构之间。当起落架存储在轮舱中时，来自制动系统的热量靠着隔热板升高。隔热板有效阻挡或限制来自制动器的辐射热。然而，隔热板很重(例如，大于100磅(lbs))并且显著增加了制造成本。
[0023]此外，隔热板没有从主起落架轮舱去除对流热。例如，隔热板具有较大表面积(例如，长度和/或宽度)，以允许当加热的空气横越隔热板的表面积并溢出其各自的边缘时，使加热的空气冷却。为了帮助从制动器去除对流热，航空器采用混合途径。具体地，主起落架门的密封件通常被去除以允许(来自大气的)冷空气被吸入到轮舱中到达机翼腔中的低压位置。然而，这种途径需要大量气流穿过轮舱，因为空气经由门被吸入并在距热源(例如，机轮的制动器)显著距离处排出。因此，需要大量的气流以与轮舱中加热的空气混合，从而冷却轮舱的空气温度。另外地，流动穿过轮舱所需的气流量会增加阻力。
[0024]此外，由于上述气流途径不能直接从热源(例如，制动器)去除热量，在一些实例中，可能受来自制动器的热量影响的邻近轮舱的主要航空器结构需要增加的结构支撑(例如，通过增加主要结构和/或用于制造主要结构的材料(一种或多种)(例如，钛代替钢)的尺寸包络(dimensional envelope))。然而，增加主要结构的结构支撑增大了制造成本和/或重量。在一些实例中，航空器制造商采用间隙扰流器(即，空气制动器)以在翼腔中产生较低的负压，以从轮舱去除热量。然而，扰流器之间的间隙在飞行期间是低效的，因为当不需要
扰流器时，扰流器之间的间隙显著增加了阻力。
[0025]为了减少由制动器产生的热量对位于航空器的起落架轮舱中的主要结构(一个或多个)和/或部件(一个或多个)的热效应，本文公开的实例设备和方法采用热控制系统。本文公开的实例热控制系统直接从产热源(例如，位于主起落架轮舱中的制动器)去除或提取热量。本文公开的实例热控制系统降低了主起落架轮舱内的整体平均空气温度和结构温度，从而允许更低的成本、更轻的重量和对航空器更低的阻力。与上述混合途径相反，从来源直接去除热量需要更少的气流，这减少了航空器上的阻力数(drag count)。另外地，可以在轮舱中实现显著更低的温度，这导致主要结构的热保护更少，从而降低了本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种与航空器(100)一起使用的热控制系统(102、400
‑
1100)，所述热控制系统包括：限定在入口(204、402、404)和出口(206、802)之间的流体通道(202)的导管(210)，所述导管的所述入口定位成与起落架轮舱(120)流体连通，所述导管的所述出口定位成与所述大气流体连通，所述导管产生穿过在所述入口和所述出口之间的所述流体通道的压力差以将来自所述起落架轮舱的热量排出到所述大气中。2.如权利要求1中所限定的所述热控制系统，其中在所述航空器机轮缩回并存储在所述起落架轮舱中时，所述导管的所述入口紧邻航空器机轮(116)的制动器(118)定位。3.如权利要求1或2中所限定的热控制系统，其中所述出口形成在所述航空器的翼面(104)上。4.如权利要求3中所限定的所述热控制系统，其中所述出口形成在翼面(104)的部分(110)上，其具有的压力小于所述起落架轮舱内的压力。5.如权利要求1或2中所限定的所述热控制系统，进一步包括联结到所述流体通道的阀(504、908)，所述阀在第一位置和第二位置之间可移动，所述第一位置在所述轮舱中的空气的温度超过运行温度阈值时允许流体流动穿过从所述入口流动到所述出口的所述流体通道，并且第二位置在所述轮舱中的空气的温度不超过所述运行温度阈值时防止流体流动穿过从所述入口到所述出口的所述流体通道。6.如权利要求5中所限定的所述热控制系统，进一步包括第一温度传感器(506、604)以测量流动穿过所述流体通道的空气的温度。7.如权利要求6中所限定的所述热控制...

【专利技术属性】
技术研发人员：A，
申请(专利权)人：波音公司，
类型：发明
国别省市：