專利名稱：一種采用翼型結(jié)構(gòu)形式的引射漏油裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本實(shí)用新型屬于航空技術(shù)領(lǐng)域，涉及一種用于動力裝置系統(tǒng)的采用翼型結(jié)構(gòu)形式的引射漏油裝置。
背景技術(shù)：
當(dāng)前國內(nèi)外使用的自動漏油引射方法主要為通過在飛機(jī)表面選取不同的位置作為引射口和通氣口，利用兩處的壓差將系統(tǒng)漏油引射出去。為達(dá)到足夠的引射壓力，引射口和通氣口的開口位置一般相距較遠(yuǎn)，使得系統(tǒng)布置比較分散，并且根據(jù)漏油系統(tǒng)的管路設(shè)計不同，飛機(jī)表面開口數(shù)量也多少不一。
發(fā)明內(nèi)容本實(shí)用新型的目的是提供一種結(jié)構(gòu)簡單、維護(hù)方便，非人工干預(yù)的采用翼型結(jié)構(gòu)形成的引射漏油裝置。本實(shí)用新型的技術(shù)方案為采用NACA0012標(biāo)準(zhǔn)翼型構(gòu)成漏油裝置的結(jié)構(gòu)外形，通氣管的一端從翼型結(jié)構(gòu)翼面上的開口引出，通氣口距翼型結(jié)構(gòu)前緣的距離為翼型截面弦長的0. 55 0. 60，通氣管的另一端通過軟管與飛機(jī)輔助動力裝置的漏油系統(tǒng)相接，引射管的一端從翼型結(jié)構(gòu)的底部伸出，引射口距翼型結(jié)構(gòu)下表面的距離為1 3mm， 引射口距翼型結(jié)構(gòu)前緣的距離為翼型截面弦長的的0. 35 0. 40，引射管的另一端通過軟管與飛機(jī)輔助動力裝置的漏油系統(tǒng)相接。本實(shí)用新型具有的優(yōu)點(diǎn)效果利用翼型結(jié)構(gòu)形成的引射裝置結(jié)構(gòu)緊湊，通過對漏油管路的集成減少了飛機(jī)表面開口數(shù)量，并且特定的結(jié)構(gòu)外形使得飛行時引起的飛機(jī)附加阻力盡可能小。

圖1為本實(shí)用新型結(jié)構(gòu)示意圖。其中翼型結(jié)構(gòu)1 ；翼型結(jié)構(gòu)前緣2 ；翼型結(jié)構(gòu)底部3 ；翼型結(jié)構(gòu)上部安裝邊4 ；通氣管5 ；通氣口 6 ；引射管7 ；引射口 8 ；漏油管9 ；連接軟管 10。
具體實(shí)施方式
結(jié)合附圖說明本實(shí)用新型的具體實(shí)施方式
。如圖1，漏油裝置采用NACA0012標(biāo)準(zhǔn)翼型構(gòu)成結(jié)構(gòu)外形。通氣管5的一端從翼型結(jié)構(gòu)1翼面上的開口引出，通氣口 6距翼型結(jié)構(gòu)前緣2的距離為翼型截面弦長的0. 55 0. 60，通氣管5的另一端通過軟管10與飛機(jī)輔助動力裝置的漏油系統(tǒng)相接。引射管7的一端從翼型結(jié)構(gòu)底部3伸出，引射口 8距翼型結(jié)構(gòu)底部3下表面的距離為1 3mm，引射口 8距翼型結(jié)構(gòu)前緣2的距離為翼型截面弦長的的 0. 35 0. 40，引射管7的另一端通過軟管10與飛機(jī)輔助動力裝置的漏油系統(tǒng)相接。引射漏油裝置通過翼型結(jié)構(gòu)上部安裝邊4與飛機(jī)結(jié)構(gòu)鉚接固定，通氣管5、引射管 7、漏油管9采用集束排布的方式布置在翼型結(jié)構(gòu)1的腔體內(nèi)。通氣管5、引射管7、漏油管9通過防火軟管10與輔助動力裝置漏油系統(tǒng)管路連接。漏油管9直接排放發(fā)動機(jī)本體工作中產(chǎn)生的少量漏油及漏氣，通氣管5和引射管7與輔助動力裝置漏油系統(tǒng)積油箱連接。飛機(jī)在地面時，系統(tǒng)工作余油被收集在積油箱中；當(dāng)飛機(jī)在空中飛行達(dá)到一定速度時，翼型結(jié)構(gòu)1側(cè)面通氣口 6與翼型結(jié)構(gòu)底部3引射口 8的氣動壓差大于油箱中積油的最小引射壓力時，余油被引射出機(jī)外。
權(quán)利要求1. 一種采用翼型結(jié)構(gòu)形式的引射漏油裝置，其特征在于，漏油裝置采用NACA0012標(biāo)準(zhǔn)翼型構(gòu)成結(jié)構(gòu)外形，通氣管(5)的一端從翼型結(jié)構(gòu)(1)翼面上的開口引出，通氣口(6)距翼型結(jié)構(gòu)前緣(2)的距離為翼型截面弦長的0. 55 0. 60，通氣管(5)的另一端通過軟管(10) 與飛機(jī)輔助動力裝置的漏油系統(tǒng)相接，引射管(7)的一端從翼型結(jié)構(gòu)底部(3)伸出，引射口 ⑶距翼型結(jié)構(gòu)底部⑶下表面距離為1 3mm，引射口(8)距翼型結(jié)構(gòu)前緣(2)的距離為翼型截面弦長的的0.35 0.40，引射管(7)的另一端通過軟管(10)與飛機(jī)輔助動力裝置的漏油系統(tǒng)相接。
專利摘要本實(shí)用新型屬于航空技術(shù)領(lǐng)域，涉及一種用于動力裝置系統(tǒng)的采用翼型結(jié)構(gòu)形式的引射漏油裝置。引射漏油裝置采用NACA0012標(biāo)準(zhǔn)翼型構(gòu)成漏油裝置的結(jié)構(gòu)外形。利用翼型表面不同部位在一定飛行速度下產(chǎn)生壓差的氣動原理，通過在翼型引射裝置表面對引射管出口和通氣管出口位置的選取實(shí)現(xiàn)特定飛行速度下自動引射漏油箱內(nèi)余油的功能。本實(shí)用新型是一種非人工干預(yù)的自動引射漏油裝置，結(jié)構(gòu)緊湊，通過對漏油管路的集成減少了飛機(jī)表面開口數(shù)量，并且特定的結(jié)構(gòu)外形使得飛行時引起的飛機(jī)附加阻力盡可能小。
文檔編號B64D37/32GK202138540SQ20112003832
公開日2012年2月8日 申請日期2011年2月15日 優(yōu)先權(quán)日2011年2月15日
發(fā)明者奚振, 姚平安, 李龍, 繆志松 申請人:中國航空工業(yè)集團(tuán)公司西安飛機(jī)設(shè)計研究所