用于飞行器的排流阀 技术领域 本发明涉及用于飞行器的排流阀， 包括布置在飞行器外壳上的开口内的底座、 枢 转安装在该底座内以控制过流横断面的第一阀瓣、 至少一个第一流入口和至少一个流出 口。本发明还涉及用于控制这种排流阀的方法。
背景技术 本文开头所述类型的排流阀被用在飞行器中， 用于给舱室通风和调整舱室压力。 当空气均匀地流入舱室时， 在舱室内形成相对于飞行器外部的正压。本文开头所述类型 的排流阀允许单位时间内可调整量的空气通过其过流横断面逸走， 该过流横断面由阀瓣确 定。这样一来， 飞行器的内部压力可通过阀瓣进行调整。
在飞行器着陆后， 人们可能发现飞行器中的舱室压力相对于飞行器外部的压力有 显著的差异。 如果舱室压力高于外部压力， 飞行器的门在打开时将会被空气压力突然撞开。 为了避免这种风险， 在打开这些门之前， 飞行器的排流阀通常是完全打开的， 以实现压力平 衡。
飞行器的电子仪器将被通过流入阀和排流阀以与舱室空气类似的方式受控制的 空气流冷却。冷却电子仪器所需的空气量通常比舱室通风所需要的空气量大得多。
为了保护乘客在飞行器中免受不期望的通风、 气味和噪音的影响， 在飞行器中规 定， 将为舱室供应新鲜空气的空气流和用于冷却电子仪器的空气流尽量分隔开。 因此， 例如 用于主舱室的空气流和用于飞行器电子仪器的空气流分别通过独立的排流阀被排走。
仅在一个或多个阀发生故障和保持关闭 ( 失效关闭 ) 的情况下， 空气流一般通过 剩余阀中的一个阀被排出。为了能做到这一点， 这些单独的阀必须被设计成有相对大的尺 寸。于是， 在发生故障的情况下， 空气流或许以对乘客不利的方式被转向。
一种本文开头所述类型的排流阀在美国专利申请公开号 US2004/0217317A1 中描 述了。 所述的排流阀具有圆筒形阀体以及在圆筒形阀体内限定出过流横断面且能封闭过流 横断面的阀瓣。为了改善在阀瓣处于小打开角度时的阀门性能， 插入多个壁构件。
德国专利公告号 DE19713125C2 公开一种用于调节飞行器内的舱室压力的方法以 及与该方法连用的分级阀。这种分级阀具有控制流出的空气流的大阀瓣。一个小阀瓣被加 入该大阀瓣中， 以微调控制空气流。
在压差较大的情况下， 空气流通过小阀瓣的位置被控制。 在压差较小的情况下， 空 气流通过大阀瓣的位置被控制。
发明内容 本发明的目的是提供一种本文开头所述类型的排流阀， 其使飞行器的通风系统具 有简化的结构。
为了完成该目的， 根据权利要求 1， 提出一种本文开头所述类型的排流阀， 其具有 被构造成能通过可操控的调整件被关闭的第二流入口。
根据本发明的排流阀尤其有以下优点， 两个通风路径能组合成在飞行器外壳中的 一个通风开口。 由此一来， 飞行器外壳上的、 在空气动力学和结构方面不利的点的数量减少 了。另外， 可以用少量的排流阀选择性地排出空气流， 因此降低通风系统的复杂性。在最有 利的情况下， 可以完全省去一些阀。
有利的实施方式是多个从属权利要求的主题。
有利的是， 底座具有接触面， 用于关闭该第二流入口的调整件可靠置在该接触面 上。由此保证了易制造性。
在一个实施方式中， 调整件具有圆筒形结构， 因而它能简单地插入具有圆柱形轮 廓的排流阀中。
有利的是， 接触面的形状适当地为环形， 以适应调整件的形状。
在有利的实施方式中， 调整件和接触面可具有矩形轮廓。
有利的是， 流出口为大致呈矩形的结构。 这有助于例如利用流出空气的能量优势， 例如在推力回收过程中。
流出口可具有大致呈圆形或椭圆形的结构。
第一阀瓣可以有利地绕安装在底座中的轴枢转。 这使得阀瓣能在底座上精确地定 向。 第一阀瓣具有可枢转的第二阀瓣， 在第一阀瓣关闭时， 流出口的一部分能通过第 二阀瓣被打开。由此可以通过简单的方式形成特别小的过流横断面。
在另一个有利的实施方式中， 底座与供应管活动相连， 其中可以设置一个弹性的 连接件来连接底座和供应管。
底座有利地具有限定出第二流入口的多个凹槽。通过这种一体式设计， 简化了排 流阀的装配。
底座有利地具有渐缩的缩窄件。此缩窄件像喷嘴那样在被流过时产生文丘里效 应， 通过这种文丘里效应， 将在其它流入口区域内形成负压， 该负压造成空气流的吸入。因 此， 可以省去输送空气的附加装置。
有利的是， 来自电子仪器区域的排出空气被供应到第一流入口， 舱室空气被供应 到第二流入口。
另外， 根据权利要求 16， 提出一种用于控制本发明的排流阀的方法， 其中在第一飞 行阶段， 此时飞行器位于陆地上并仅以低速移动， 第一阀瓣打开。 由此可以实现简单快速的 压力平衡。 在第二飞行阶段， 此时飞行器在空中飞行， 第一阀瓣可关闭并且过流横断面能通 过第二阀瓣被控制。这有以下优点， 因在飞行中在飞行器外部和内部之间的高压差而导致 的很快速流动的气流能够用小的横断面被更精确地控制。
根据需要， 调整件能够打开第二流入口。 这不仅能用于压力平衡， 而且能用来支持 其它的排流阀或替代它们的功能。
附图说明
以下将结合在附图中示意示出的实施例来详细说明本发明， 其中 ： 图 1 是根据本发明的一个实施例的排流阀在第一飞行阶段的剖面图 ； 图 2 是在第二飞行阶段的与图 1 一样的剖面图 ； 和图 3 为与图 2 一样的视图， 其中调整件已打开第二流入口。具体实施方式
图 1 所示的排流阀 10 的一个实施例包括被装入飞行器外壳 16 上的开口 14 内的 底座 12。为了简化安装， 在外壳 16 中的开口 14 处设有定心法兰 16a， 底座 12 被装入定心 法兰入中。底座 12 具有限定出圆形的流出口 15 的流出部 12b。
流出口 15 能够通过第一阀瓣 18 被关闭。第一阀瓣 18 为此能够绕安装在底座 12 上的第一轴 ( 未示出 ) 枢转。根据第一阀瓣 18 的位置， 流出口 15 打开到一定程度。
在第一阀瓣 18 内设有第二阀瓣 38， 当第一阀瓣 18 处于关闭状态时， 通过第二阀 瓣， 流出口 15 的基本呈矩形的横断面能被打开。
底座 12 还具有流入部 12c， 其限定出第一流入口 24， 用于引入来自飞行器电子仪 器的排出空气 34。流入部 12c 为圆筒形结构并且在排出空气 34 的流动方向上具有渐缩的 缩窄件 12d， 。
流入部 12c 在第一流入口 24 处具有环形的安装凸缘 12e， 在安装凸缘上安装有弹 性的连接件 30， 该连接件将流入部 12c 与供应管 32 连接起来。排出空气 34 从飞行器电子 仪器通过供应管 32 被引导至排流阀 10。而供应管 32 也具有用来安装连接件 30 的安装凸 缘 32a。
底座 12 在流入部 12c 和流出部 12b 之间具有多个凹口 12f， 这些凹口限定出第二 流入口 26。除了排出空气 34 之外， 还可以通过第二流入口 26 将舱室空气 36 经排流阀 10 排出。
第二流入口 26 被构造成可通过设在凹口 12f 内的调整件 28 被关闭。
调整件 28 为圆筒形结构并且可移动地布置在流入部 12c 和缩窄件 12d 的外周上。 调整件 28 可通过驱动机构 ( 未示出 ) 沿方向 y 被调节。如果调整件 28 如图 2 所示地被调 节成其抵接在底座 12 的接触面 13 上， 则第二流入口 26 被完全关闭。
底座 12 在流入部 12c 处具有止挡 12g， 其限制调整件 28 的运动， 因此限定出第二 流入口 26 的最大打开程度。
图 1 示出了飞行器位于陆地上的情况下的排流阀 10。通常， 飞行器的门在内外之 间的压差降低到几个毫巴之前未被打开。由于压差较小， 所以需要流出口 15 的整个面积来 确保快速的压力平衡。为了良好地实现飞行器电子仪器和舱室与外界之间的压力平衡， 调 整件 28 被升高， 直到抵靠止挡 12f， 并且第一阀瓣 18 被打开。
通过排流阀 10 流出的排出空气 34 在缩窄件 12d 中因横截面减小而被加速。由于 文丘里效应， 所以在缩窄件 12d 的出口处形成负压， 其抽吸舱室空气 36 流过第二流入口 26。 由排出空气 34 和舱室空气 36 构成的混合气流随后可通过完全打开的流出口 15 流出飞行 器。
然而， 如图 2 所示， 如果飞行器处于第二飞行阶段， 例如在 43,000 英尺高度， 则在 飞行器的内部和外部之间出现较大的压差。 在本发明的一个实施例中假设舱室内的压力为 770 毫巴， 在飞行器外部的压力为 162 毫巴。
在这个飞行阶段， 调整件 28 被关闭并靠置在底座 12 上。舱室空气 36 通过其它阀 排出。在这个压差下， 无法再仅通过第一阀瓣 18 来确保空气流出量的可靠精确的控制。 第一阀瓣 18 因此在这种情况下被关闭。取而代之的是， 流出口 15 的过流横断面由第二阀 瓣 38 来限定， 第二阀瓣能绕轴 20 枢转。流出空气的量因此能够通过第二阀瓣 38 来控制。
通过多个排流阀 10 的联合作用， 可以控制飞行器舱室内的空气流 ( 流量调节 )。
第二阀瓣 38 的面积明显小于第一阀瓣 18。 由于这个较小的关闭面积， 定位第二阀 瓣 38 所需的力小于定位第一阀瓣 18 所需的力。和第一阀瓣 18 的位置相比， 第二阀瓣 38 的位置因此能够被更精确地控制。
如果任何其它的、 借此排出舱室空气 36 的阀发生了故障， 则可以升起调整件 28， 如图 3 所示， 因此舱室空气 36 以可控方式通过排流阀 10 排出。在这种情况下， 排流阀 10 取代了发生故障的阀的功能。
在第二实施例中， 底座 12 具有与调整件 28 的形状相应地构成的槽， 从而调整件 28 在关闭状态下接触槽底。由此提高了在关闭状态下的密封效果。
为了进一步改善密封效果， 在槽底设有凸起， 所述凸起可靠地密封在调整件 28 和 底座 12 之间的任何空隙。
开口 14 的形状也可为多边形或圆形。开口 14 的确切形状因此适应于当时的安装 位置并符合空气动力学观点， 例如推力回收。 也可以通过夹紧机构来连接调整件 28 和第一阀瓣 18， 从而使调整件 28 的位置变 化引起第一阀瓣 18 的转动。
根据本发明的排流阀 10 汇合了飞行器中的多个排出空气路径， 因此能实现在若 干阀发生故障时的简单的舱室通风， 在第二飞行阶段中的简单压力调节和在第一飞行阶段 中的快速有效的压力平衡。
附图标记一览表
10- 排流阀 ； 12- 底座 ； 12a- 流出部 ； 12c- 流入部 ； 12d- 缩窄件 ； 12e- 安装凸缘 ； 12f- 凹口 ； 12g- 止挡 ； 13- 接触面 ； 14- 开口 ； 15- 流出口 ； 16- 外壳 ； 16a- 定心法兰 ； 18- 第 一阀瓣 ； 20- 轴 ； 24- 第一流入口 ； 26- 第二流入口 ； 28- 调整件 ； 30- 连接件 ； 32- 供应管 ； 32a- 安装凸缘 ； 34- 排出空气 ； 36- 舱室空气 ； 38- 第二阀瓣 ； y- 方向。