CN112503274B - 一种用于飞机燃油***的管路及管路*** - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种用于飞机燃油***的管路及管路***，所述管路***包括第一管路、第二管路和管路连接机构。第一管路的管路端头包括内周壁、第一凹槽和突起部。用于容纳密封件的第一凹槽设置在内周壁的端部外表面上。突起部从内周壁的外表面向外突出并围绕管路端头的外表面形成环形空腔，环形空腔的一端封闭，另一端朝向管路端头的对应端部敞开，而且在突起部的外表面设有第二凹槽。管路连接机构能够套设在第一管路和第二管路的相邻的端部上而密封地接合第一管路和第二管路。该管路***允许在不同管路相互对接的位置不设置额外的支架。

Description

一种用于飞机燃油***的管路及管路***
技术领域
本发明涉及飞机备件领域，尤其涉及一种用于飞机燃油***的管路及管路***。
背景技术
为了降低飞机制造时的管路安装难度，以及承受机翼和机身变形过程而附加在管路上的载荷，燃油***管路通常都按照一定规则进行分段。分段的各个管路通过接头进行连接。
然而，由于燃油***管路直径较大，刚度较强，因此燃油管路本身的变形能力远远小于飞机飞行过程中机翼和机身的变形。燃油管路变形量能力较小的缺陷容易造成管路承受因飞机机翼和机身结构件变形而带来的较大局部应力。为此，现有的燃油管路***因此一般都通过燃油***管路的接头来承受一定程度的变形，且能正常可靠的工作。
在飞机的日常运行过程中，管路或管路所在的空间内不可避免地会因摩擦等因素产生电流。为此，燃油管路上一般设有能够传递电流的通路，用于避免管路内部的燃油被引燃。常用的燃油管路10如图1所示，左、右两侧的管路和管路之间通过接头11连接。在不同侧的管路上分别设有凸耳12、13，两个凸耳12、13通过连接带14连接。不同侧的管路上还分别设有管箍15。管箍15通过支架与飞机结构件相连而支撑管路。在管路上产生电火花的情况下，电流沿右侧的管路凸耳13—连接带14—左侧的管路凸耳12—左侧管路的管箍15—左侧管路的支撑架—飞机结构件的路径实现电流搭接的目的。结合图1可知，在两侧凸耳12、13或连接带14出现意外情况而无法实现电流导通，燃油管路***10将无法实现电流导通的目的，这将招致燃油管路***10存在较大的起火风险。
此外，对于该类形式的管路连接方式，虽然管路之间连接的柔性接头可以起到承受机翼和机身变形的作用，但是柔性接头受自身结构形式的限制，柔性接头无法承受较大的径向载荷，因此在每根管路都需要通过设置支架来承受管路的载荷。由于飞机结构件的结构形式所限，临近管路接头的两侧管路上的管箍21需要固定在同一飞机结构件上。参见图2A、2B，现有的管路连接方式要求至少一侧管路上的支架22、22'需要沿管路的轴向延伸一定距离，使得该侧的管路支架22、22'能够与对应的飞机结构件23对接。在图2的示意性结构图中，该支架22、22'具有总体呈Z字形的构架。这种形式的支架具有较长的延伸长度，并且其应具有较大的抗剪切能力，这些会导致支架22、22'具有重量较大的问题。
因此，有必要对现有燃油管路***的管路连接形式和电搭接形式进行改进。
发明内容
针对燃油管路***的上述现状，本发明的目的之一在于提供一种用于飞机燃油***的管路，该管路能够为电流提供两条不同的电流流通路径，实现燃油管路***的多重搭接。
该目的通过本发明以下形式的设备来实现。其中，该管路的至少一个轴向端部形成有用于与其他管路接合以实现流体流通的管路端头。所述管路端头包括内周壁、第一凹槽和突起部。其中所述内周壁限定所述管路的内腔。第一凹槽设置在所述内周壁的端部外表面上，其被构造成能够在其中容纳密封件。所述突起部从所述内周壁的外表面向外突出并围绕所述管路端头的外表面形成环形空腔，所述环形空腔的一端封闭，另一端朝向所述管路端头的对应端部敞开，而且在所述突起部的敞开端部的外表面上设有适于容纳密封件的第二凹槽。其中所述突起部的敞开端部与所述管路端头的对应端部相距预定距离。
使用时，可将另一管路的管壁搭接在上述管路的第一凹槽上，由此，上述管路和另一管路可以形成内周壁—上述另一管路的电流通路。另外，在将管路通过管路连接机构与另一管路接合后，还可以形成上述管路的突起部—管路连接机构—另一管路的另一电流通路，由此，根据本发明的管路能够实现多重搭接的目的。
根据本发明的一种优选实施方式，所述管路端头被构造成能够导通电流。
根据本发明的一种优选实施方式，所述第一凹槽和第二凹槽分别由两个突出的管路环形突起形成。
根据本发明的一种优选实施方式，所述管路的内表面为平滑的连续表面。
此外，本发明还公开了包括以上任一管路(第一管路)、第二管路以及管路连接机构的管路***。其中，所述第二管路的至少一个轴向端部的内表面能够压紧置于第一凹槽的密封件，并且外表面形成有用于容纳密封件的第三凹槽。所述管路连接机构能够套设在第一管路和第二管路的相邻的端部上，并且被构造成能够压紧置于第二凹槽、第三凹槽内的密封件上，从而密封地接合所述第一管路和第二管路。第一管路的重力可以通过管路连接机构作用在第二管路上，或者第二管路将重力作用在第一管路。对于该管路***而言，在第一管路、第二管路彼此接合的位置处，可以仅在第一管路、第二管路的一侧设置支撑结构，因此管路***可以省去至少一个支架，这使得管路***的总体重量较轻。
根据本发明的一种优选实施方式，所述管路***还包括能够同时抵靠所述第二凹槽和第三凹槽的管套，其中，当所述管路连接机构接合所述第一管路和第二管路时，所述管路连接机构能够将所述管套压向所述第二凹槽和第三凹槽。
根据本发明的一种优选实施方式，所述第三凹槽由突出的管路环形突起形成。
根据本发明的一种优选实施方式，所述管路连接机构的两个轴向端部分形成有与第二凹槽、第三凹槽的管路环形突起形状配合的卡箍环形突起。
根据本发明的一种优选实施方式，所述管套被配置成能够直接抵接所述第二凹槽和所述第三凹槽，所述管套的外表面设有导线，使得所述管路***形成依次流经第一管路、管套和第二管路的电流通路。
根据本发明的一种优选实施方式，所述管套的外表面设有用于容纳导线的凹陷部。
根据本发明的一种优选实施方式，所述管路连接机构被构造成能够直接接触所述第一管路和第二管路的外表面，使得所述管路***形成依次流经第一管路、管路连接机构、第二管路的电流通路。
根据本发明的一种优选实施方式，所述管路连接机构内布置有能够分别与第一管路和第二管路电连接的导线。
根据本发明的一种优选实施方式，所述第一管路和第二管路中的至少一个设有向外延伸且适于与飞机支撑构件接合的支撑构件，所述支撑构件沿轴向邻近对应的第一管路的轴向端部、第二管路的轴向端部。
根据本发明的一种优选实施方式，所述支撑构件为支撑板。
根据本发明的一种优选实施方式，所述支撑板设有至少一个用于与螺栓配合的贯通孔。
根据本发明的一种优选实施方式，所述管路连接机构的轴向长度被配置成使得当所述管路连接机构接合第一管路和第二管路时，所述第一管路的突起部和第二管路之间在轴向方向上形成间隙。
在符合本领域常识的基础上，上述各优选实施方式，可任意组合，即得本发明各较佳实例。通过阅读下列的附图和详细描述本领域技术人员可理解本发明的其他***、方法、特征和优点。目的是所有这种额外的***、方法、特征和优点包括在本说明书中和本发明内容中，且包括在本发明的范围内，并被所附权利要求保护。
附图说明
为了更好地理解本发明的上述及其他目的、特征、优点和功能，可以参考附图中所示的优选实施方式。附图中相同的附图标记指代相同的部件。本领域技术人员应该理解，附图旨在示意性地阐明本发明的优选实施方式，对本发明的范围没有任何限制作用，图中各个部件并非按比例绘制。
图1是现有技术中的一种管路***的结构示意图，其示出了管路***的连接形式。
图2A、2B是现有技术中的两种管路***的结构示意图，其示出了管路***的两种支撑机构。
图3是根据本发明的优选实施方式的燃油管路***的分解图。
图4是根据本发明的优选实施方式的燃油管路***的纵向截面图。
图5是图4的局部O的放大图。
图6示出了图3-5的管路连接机构的正视图。
图7示出了图3-5的管路连接机构的侧视图。
图8示出了燃油管路***的径向载荷的传递路线图。
具体实施方式
接下来将参照附图详细描述本发明的发明构思。这里所描述的仅仅是根据本发明的优选实施方式，本领域技术人员可以在所述优选实施方式的基础上想到能够实现本发明的其他方式，所述其他方式同样落入本发明的范围。在以下的具体描述中，例如“上”、“下”、“内”、“外”、“纵”、“横”等方向性的术语，参考附图中描述的方向使用。本发明的实施例的部件可被置于多种不同的方向，方向性的术语是用于示例的目的而非限制性的。
参见图3所示的根据本发明的飞机燃油管路***，其示出了管路***的分解图。图4示出了组装后的管路***的纵向截面图。根据图3、4，本发明的管路***100包括第一管路110、第二管路120以及连接第一管路110和第二管路120的管路连接机构130。管路***100能够导通电流。
参见图5，该附图示出了图4的局部O的放大图。参见图5并结合图3、4，第一管路110的右轴向端部形成有用于与第二管路120接合以实现流体流通的管路端头A。
管路端头A和第一管路110的主体部分可以通过铸造等方式一体形成，或者通过焊接的形式形成。第一管路110优选采用轻质且不易与飞机燃油发生反应的材料制成，例如第一管路110由铝材制成。
参见图5，管路端头A包括内周壁112、第一凹槽111和突起部114。其中内周壁112限定第一管路110的内腔。在图5所示的优选实施方式中，内周壁112的内表面与第一管路110的主体部分的内表面共同限定第一管路110的平滑连续表面，避免飞机燃油在流经第一管路110、第二管路120时出现明显波动。
管路端头A的第一凹槽111设置在内周壁112的端部外表面上，其被构造成能够在其中容纳密封件150。具体而言，第一凹槽111通过两个突出的管路环形突起116形成。可替换地，第一凹槽111还可以通过在内周壁112的外表面下陷而形成。
突起部114从内周壁112的外表面向外突出并围绕第一管路110端头的外表面形成环形空腔S。对应于图5视图方向，环形空腔S的左端封闭，右端朝向管路端头A的对应端部敞开。在图5的实施方式中，突起部114从内周壁112径向向外延伸后再朝与内周壁112平行的方向(也即第一管路110的轴线方向)延伸。突起部114沿轴线方向的延伸距离L1(即环形空腔S的深度)可设定在15mm-40范围内，优选地，该延伸距离L1可设定为19cm、21cm、22cm等。较小的延伸距离L1可保证在管路连接机构130对突起部114施加压力时，突起部114不易变形。
根据本发明，突起部114的延伸距离L1使得突起部114的敞开端部与第一管路110端头的对应端部相距预定距离L3。该预定距离L3可选地为16mm-21mm内的任意值，例如16.5mm、18mm、20mm等。
突起部114的敞开端部的外表面上设有适于容纳密封件150的第二凹槽113。第二凹槽113的形式可以与第一凹槽111的形式总体上相似，也是由成对的管路环形突起116形成。
突起部114从内周壁112向外突出较小的间距D2(该间距D2即为环形空腔S的径向尺寸)，该间距D2可设定在1.7mm-3.3mm的范围内，例如，1.7mm、2.3mm、2.8mm等等。
继续参见图5并结合图3、4，管路***100的第二管路120的左轴向端部的内表面能够压紧置于第一管路110上的第一凹槽111的密封件150，这可以通过将第二管路120的内腔直径设置成与形成第一凹槽111的管路环形突起116的外径基本相等来实现。为了便于密封接合，与第一管路110类似的，第二管路120的左轴向端部的外表面形成有用于容纳密封件150的第三凹槽122。第三凹槽122由成对的管路环形突起126形成。
第一凹槽111、第二凹槽113、第三凹槽122所容纳的密封件150可选自常规的O型圈等。
参见图6、7，其示出了根据本发明的管路连接机构130正视图和侧视图。其中图6所示的正视图中的管路连接机构130的摆放位置对应于图3-5所示的管路连接机构130的摆放位置，图6为图7的左视图。管路连接机构130为一种管路卡箍，参见图7，管路连接机构130包括对分的两个半圆环部131。半圆环部131的第一端彼此铰接在一起，其中一个半圆环部131(第一半圆环部131A)的第二端设有可转动的挂环135，另一个半圆环部131(第二半圆环部131B)的第二端设有用于挂持挂环135的卡槽136。当第一半圆环部131的挂环135脱离第二半圆环部131的卡槽136时，第一半圆环部131和第二半圆环部131在该端彼此脱离，管路连接机构130能够套设在第一管路110和第二管路120的相邻端部上。随后，操作人员转动挂环135，将挂环135套接在卡槽136上，第一半圆环部131和第二半圆环部131的内表面此时可压紧置于第二凹槽113、第三凹槽122内的密封件150(O型圈)上，从而密封地接合第一管路110和第二管路120。
根据本发明的一些优选实施方式，参见图5，管路***100还包括能够同时抵靠第二凹槽113和第三凹槽122的管套140，其中，当管路连接机构130接合第一管路110和第二管路120时，管路连接机构130能够将管套140压向第二凹槽113和第三凹槽122。
可理解地，设置独立的管套140为优选的实施方式，然而，在另一些实施方式中，该管套140可以集成于管路连接机构130的内表面。
与第一管路110、第二管路120的管路环形突起116、126相适配地，管路连接机构130的两个轴向端部设有向内突出的卡箍环形突起132。在管路连接机构130安装到位后，其可以通过卡箍环形突起132对第一管路110、第二管路120的管路环形突起116、126的轴向限定作用而避免第一管路110、第二管路120彼此脱离。
根据以上的燃油管路***100，基于第二管路120的内表面与第一管路110的内周壁112的抵靠关系，以及管路连接机构130对第一管路110、第二管路120的锁位作用，第一管路110和第二管路120得以更为可靠的接合。在第一管路110、第二管路120彼此连接的位置附近，设计人员可以只在单一侧的管路(第一管路110或第二管路120)上设置支撑机构即可，由此可以省去图2A、2B所示的Z字形支架。
在图3、4的实施方式中，设计人员仅在第二管路120中上设有向外延伸且适于与飞机支撑构件124接合的支撑构件124。该支撑构件124沿轴向和对应的第一管路110的轴向端部、第二管路120的轴向端部错开，并且与对应的轴向端部邻接。优选地，该支撑构件124设定为结构简单且易于第二管路120一体形成的支撑板124。该支撑板124为平板结构，其设有至少一个用于与螺栓配合的贯通孔。支撑构件124和对应管路的轴向端部的距离D1可根据第一管路110和第二管路120连接处(即管路连接机构130的位置处)与可用作支撑部位的飞机结构件之间的距离确定。一般地，支撑构件124和对应管路的轴向端部的距离D1不超过管路端头A的轴向长度L的2倍，例如，该距离D1可以为L的0.6倍、1倍、1.5倍等等。
可理解地，第二管路120的支撑构件124(支撑板)被设置在第一管路110上。
需要说明的是，本发明的上述技术方案并不排除在第一管路110、第二管路120在其他位置设置支撑结构。上述说明仅为了说明本发明能够在第一管路110和第二管路120彼此对接的区域附近设置单一的支撑结构，而非如图2A、2B所示的在第一管路110、第二管路120均设置支撑结构。事实上，可以理解，在第一管路110或第二管路120具有相对较长长度的情况下，设计人员可在第一管路110、第二管路120的其他适于接合飞机结构件的位置处设置支撑结构。
对于本发明的第二管路120，其可以采用与第一管路110相同的材质制成，也即第二管路120可选择由轻质且不易与飞机燃油发生反应的材料制成，例如第一管路110由铝材制成。
继续参见图5，根据本发明，管路连接机构130具有较长的轴向长度，该轴向长度可使得当管路连接机构130接合第一管路110和第二管路120时，第一管路110的突起部114和第二管路120之间在轴向方向上形成间隙L2。该间隙L2允许第一管路110和第二管路120相对于彼此弯折一较小角度、移动一较小距离，这可以保证在飞机主体因气流、载重不平衡等因素发生微变形的情况下，与不同飞机主体的不同部位相连接的不同管路段能够随之发生移动或弯折，进而使得管路***100承受较小的应力。
在飞机未发生变形的初始状态下，第一管路110和第二管路120在轴向方向上的间隙L2可设定在小于8.7mm内的任意值，例如3.6mm、4mm、4.3mm等，由此将第一管路110和第二管路120之间的相互弯折角度、相互轴向移动距离限定在合适的区域，避免二者之间发生相对的剧烈运动，进而影响管路***100的牢固程度。
为了实现多重的电搭接，保证在任何意外情况下，第一管路110、第二管路120均能够形成电流通路，在一些实施方式中，管套140被设定成能够直接抵接第二凹槽113和第三凹槽122。具体而言，管套140通过固定在其外表面的导线(未示出)而分别与第二凹槽113的管路环形突起116、126、卡箍环形突起132点连接，使得管路***100形成如图4所示的、依次流经第一管路110、管套140和第二管路120的第一电流通路。在此，将导线设置在管套140外表面的形式能够避免导线因浸渍在燃油环境而被腐蚀的情况发生。
管套140上的导线可通过设置在其外表面的凹陷部来固定。
管路***100此外还可以形成如图4所示的依次流经第一管路110、管路连接机构130、第二管路120的第二电流通路。这可以通过将管路连接机构130设置成直接接触第一管路110和第二管路120的外表面来实现。具体而言，管路连接机构130内可布置能够分别与第一管路110和第二管路120电连接的导线134。在管路连接机构130接合第一管路110、第二管路120时，该导线134接触第一管路110的突起部114的外表面以及第二管路120的外表面。可以理解，此时，布置在管路连接机构130的导线134不接触第一管路110、第二管路120的管路环形突起116、126，由此使得管路***100形成不同于第一电流通路的第二电流通路。
此外，内周壁112与第二管路120的内表面的抵接关系促使管路***100形成由第一管路110直接通向第二管路120的第三电流通路。
通过以上形式，管路***100形成三重电搭接的电流通路，其足以保证在任意情况下，管路***100均能实现电流导通的目的。
需要说明的是，在以上实施方式中，第一管路110的一个轴向端部设有由内周壁112和突起部114组成的管路端头A，事实上，第一管路110的两个轴向端部还可以分别设有管路端头A。此外，在飞机结构件允许在第一管路110、第二管路120两侧均有可以用作支撑结构的特定情况下，第一管路110和第二管路120上亦可同时设定支撑构件124(支撑板)，两个支撑构件124分别和对应的飞机结构件对接。需要说明的是，此时管路***100仍无须设置额外的支撑架。
参见图5并结合图3、4，安装时，在各个管路110、120的第一凹槽111、第二凹槽113、第三凹槽122上先放置密封件150。然后将管套140套设在某一管路上，例如，将管套140套设在第一管路110上，使得管套140压紧第二凹槽113上的密封件150。操纵人员随后将第二管路120移入由管套140和第一管路110的内周壁112限定的空间内，使得管套140的第三凹槽122内的密封件150被管套140压紧，同时第二管路120的内表面压紧第一凹槽111内的密封件150。最后，将管路连接机构130套入第一管路110和第二管路120彼此连接的位置处，将挂环135卡入卡槽136，由此完成管路***100的安装过程。
可理解，参照图5，操作人员还可以先将管套140套设在第二管路120上，然后再将第一管路110沿第二管路120的轴向移动，使得第一凹槽111抵靠在第二管路120的内表面，第二凹槽113抵靠在管套140的内表面。最后再由操作人员完成固定管路连接机构130的工作。
在将管套140设置成与管路连接机构130为一体的实施方式中，操作人员可以直接将第一管路110的内周壁112移入第二管路120的内表面，使第二管路120的内表面抵靠第一凹槽111。最后再由操作人员完成固定管路连接机构130的工作。
参照图3-5的实施方式，如图8所示，其示出了管路***100的剪切载荷传递路线。第一管路110在受到外界施加的剪切载荷后，该剪切载荷通过内周壁112传递到第二管路120，并通过第二管路120的支撑板传递到飞机结构件中，因此管路***100不会受到剪切载荷。在管路***100的第一管路110、第二管路120承受轴向载荷后，第一管路110、第二管路120之间的轴向间隙L2允许二者能够沿轴向移动一定距离，由此克服轴向载荷。
本发明的保护范围仅由权利要求限定。得益于本发明的教导，本领域技术人员容易认识到可将本发明所公开结构的替代结构作为可行的替代实施方式，并且可将本发明所公开的实施方式进行组合以产生新的实施方式，它们同样落入所附权利要求书的范围内。
附图标记说明：
管路***：100。
第一管路：110。
第二管路：120。
管路连接机构：130。
管套：140。
密封件：150。
第一凹槽：111。
内周壁：112。
第二凹槽：113。
突起部：114。
管路环形突起：116、126。
第三凹槽：122。
支撑构件：124。
半圆环部：131、131A、131B。
卡箍环形突起：132。
导线：134。
挂环：135。
卡槽：136。

Claims (16)

1.一种用于飞机燃油***的管路***，其特征在于，所述管路***包括：
第一管路，所述第一管路的至少一个轴向端部形成有用于与其他管路接合以实现流体流通的管路端头，其中，所述管路端头包括：
内周壁，所述内周壁限定所述管路的内腔；
设置在所述内周壁的端部外表面上的第一凹槽，其被构造成能够在其中容纳密封件；以及
突起部，所述突起部从所述内周壁的外表面向外突出并围绕所述管路端头的外表面形成环形空腔，所述环形空腔的一端封闭，另一端朝向所述管路端头的对应端部敞开，而且在所述突起部的敞开端部的外表面上设有适于容纳密封件的第二凹槽，
其中，所述突起部的敞开端部与所述管路端头的对应端部相距预定距离，
第二管路，所述第二管路的至少一个轴向端部的内表面能够压紧置于第一凹槽的密封件，并且外表面形成有用于容纳密封件的第三凹槽，以及
管路连接机构，所述管路连接机构能够套设在第一管路和第二管路的相邻的端部上，并且被构造成能够压紧置于第二凹槽、第三凹槽内的密封件上，从而密封地接合所述第一管路和第二管路。
2.根据权利要求1所述的管路***，其特征在于，所述管路***还包括能够同时抵靠所述第二凹槽和第三凹槽的管套，其中，当所述管路连接机构接合所述第一管路和第二管路时，所述管路连接机构能够将所述管套压向所述第二凹槽和第三凹槽。
3.根据权利要求2所述的管路***，其特征在于，所述第三凹槽由突出的管路环形突起形成。
4.根据权利要求3所述的管路***，其特征在于，所述管路连接机构的两个轴向端部分形成有与第二凹槽、第三凹槽的管路环形突起形状配合的卡箍环形突起。
5.根据权利要求2所述的管路***，其特征在于，所述管套被配置成能够直接抵接所述第二凹槽和所述第三凹槽，所述管套的外表面设有导线，使得所述管路***形成依次流经第一管路、管套和第二管路的电流通路。
6.根据权利要求5所述的管路***，其特征在于，所述管套的外表面设有用于容纳导线的凹陷部。
7.根据权利要求3所述的管路***，其特征在于，所述管路连接机构被构造成能够直接接触所述第一管路和第二管路的外表面，使得所述管路***形成依次流经第一管路、管路连接机构、第二管路的电流通路。
8.根据权利要求7所述的管路***，其特征在于，所述管路连接机构内布置有能够分别与第一管路和第二管路电连接的导线。
9.根据权利要求1所述的管路***，其特征在于，所述第一管路和第二管路中的至少一个设有向外延伸且适于与飞机支撑构件接合的支撑构件，所述支撑构件沿轴向邻近对应的第一管路的轴向端部、第二管路的轴向端部。
10.根据权利要求9所述的管路***，其特征在于，所述支撑构件为支撑板。
11.根据权利要求10所述的管路***，其特征在于，所述支撑板设有至少一个用于与螺栓配合的贯通孔。
12.根据权利要求1-11中任一项所述的管路***，其特征在于，所述管路连接机构的轴向长度被配置成使得当所述管路连接机构接合第一管路和第二管路时，所述第一管路的突起部和第二管路之间在轴向方向上形成间隙。
13.根据权利要求1-11中任一项所述的管路***，其特征在于，所述管路端头被构造成能够导通电流。
14.根据权利要求1-11中任一项所述的管路***，其特征在于，所述第一凹槽和第二凹槽分别由两个突出的管路环形突起形成。
15.根据权利要求1-11中任一项所述的管路***，其特征在于，所述第一管路的内表面为平滑的连续表面。
16.根据权利要求1-11中任一项所述的管路***，其特征在于，所述预定距离选自16mm-21mm范围内的任意值。
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