安裝在懸掛架和發動機艙進氣口上的風扇罩的支撐託架的製作方法
2023-09-16 02:08:35
專利名稱：安裝在懸掛架和發動機艙進氣口上的風扇罩的支撐託架的製作方法
技術領域：
本發明通常涉及一種用於飛行器發動機組件，其包括發動機、發動機懸掛裝置以
及發動機艙，該發動機艙包圍發動機並設置有風扇罩和進氣口 ，上述懸掛裝置包括剛性結 構和前空氣動力結構，風扇罩鉸接在該前空氣動力結構上。 這種類型的懸掛裝置(也被稱為懸掛架或"EMS(發動機安裝結構)")總體上允 許將諸如渦輪噴氣發動機的發動機懸掛在飛行器機翼下面，或將該發動機安裝在該機翼上 面，或將該發動機組裝在飛行器機身後部上。
背景技術：
實際上，這種懸掛裝置被設置為構成發動機和飛行器機翼之間的連接接口。
該懸掛架允許將由相關發動機產生的力傳遞到該飛行器的結構，並且還允許燃 料、電氣和液壓系統、以及發動機和飛行器之間空氣的布線(cheminement)。
為了確保力的傳遞，懸掛裝置包括剛性結構(也稱為主結構)，該剛性結構通常為 "箱體"類型，即通過上、下縱梁和側壁板的組裝而形成，在所述側壁板之間由橫肋連接。
另一方面，懸掛裝置具有設置在發動機和剛性結構之間的懸掛件，這些懸掛件總 共包括兩個發動機緊固件和一個吸收發動機產生的推進力的裝置。現有技術中，該吸收裝 置通常包括兩個側連杆，所述側連杆一方面連接到發動機殼體(如風扇殼或中間殼)，另一 方面連接到固定在中央殼或噴射殼上的後發動機緊固件。 同樣地，懸掛裝置還包括另一組緊固件，該另一組緊固件構成介於剛性結構和飛 行器機翼之間安裝系統，該安裝系統通常由兩個或三個緊固件組成。 此外，懸掛架設置有多個副結構，該副結構尤其確保系統的分隔和保持，同時支撐 空氣動力學整流罩的元件，空氣動力學整流罩的這些元件通常採用集成到這些副結構中的 壁板或罩的形式。以本領域技術人員已知的方式，副結構與剛性結構(也稱為主結構)不 同，這是因為這些副結構不是用於確保傳遞來自發動機且必須向飛行器機翼傳遞的力。
在副結構中，具有位於懸掛架剛性結構前面的前空氣動力學結構，該前空氣動力 學結構不僅具有空氣動力學整流罩的功能，而且允許不同系統(空氣、電氣、液壓、燃料)的 安裝、分隔和布線。此外，該前空氣動力學結構支撐相關發動機的風扇罩，而推進力反向器 罩(c即ots d， i読rseur de pouss6e)通常由懸掛架的剛性結構支撐。
在現有技術的解決方案中，前空氣動力學結構通常包括託架(berceau)，該託架覆 蓋有空氣動力學整流罩並固定在空氣動力學整流罩上。空氣動力學整流罩也稱為空氣動力 學整流罩壁板或元件，因此空氣動力學整流罩覆蓋該託架，該託架充當支撐風扇罩的結構角色。 上述託架通常通過適當的懸掛件安裝在剛性結構上。然而，當發動機組件受到相 當大的應力時，如在起飛和著陸過程中或在強湍流中飛行時遇到的應力，前空氣動力學結 構的託架在剛性結構上的固定連接導致發動機組件的總體幾何形狀的明顯變化，且更具體 地是導致發動機艙的整體幾何形狀的顯著變化。具體地，有時可觀察到伴隨有發動機變形
4的發動機艙的進氣口和風扇罩之間的失配，該風扇罩安裝在與懸掛架的剛性結構連在一起 的所述前空氣動力學結構上，因此該前空氣動力學結構也可與該發動機艙進氣口分離。所觀察到的現象明顯引起阻力(train6e )，這會損害飛行器的整體性能。
此外，將託架連接在懸掛架的剛性結構上的該解決方案導致其向前突出，這導致 相關的質量引起的相當大的機械應力。 此外，當固定支撐空氣動力學整流罩的託架不再安裝在懸掛架的剛性結構上，而 是唯一地安裝在與發動機艙的進氣口連在一起的發動機風扇殼上時，也會遇到類似現象。 在這種情況下，有時可在與風扇殼連在一起的託架的空氣動力學整流罩和懸掛架的其他空 氣動力學整流罩(特別是被稱為連接整流罩的更靠近後部設置的整流罩)之間觀察到失 配。此外，當託架安裝在發動機的風扇殼上時，這通常導致對於扇葉損耗現象(也稱
為"扇葉輸出(Fan Blade Out)"現象)難以證明前空氣動力學結構的強度(te皿e)，因為 固定安裝在風扇殼上的前空氣動力學結構遭受與風扇殼同樣的加速/位移。為了解決這些 困難，要求對安裝在風扇殼上的託架執行扇葉衝擊阻力測試，然而該類測試還不成熟。
另一方面，對於該安裝技術方案，扇葉損耗可導致前空氣動力學結構和發動機艙 的進氣口之間的很大的通氣(6copage)風險。實際上，在葉片損耗過程中所觀察到衝擊後， 顯著位移可在幾毫秒內傳導到風扇殼上。物理連接到該風扇殼上的所有元件都移動同樣距 離。所涉及的結構(如前空氣動力學結構的託架和進氣口)必須吸收這些力/顯著位移， 此外應當注意，在進氣口和託架之間，和/或在進氣口和風扇罩之間可能產生大的間隙。如 果這些間隙不閉合(referment)，則這些間隙可非常快地增加尺寸，且因此引起前空氣動力 學結構的損耗以及風扇罩損耗。 最後，當託架安裝在發動機風扇殼上時，通常必須為託架提供調整系統，該調整系 統的目的是確保間隙和失配符合規定。該調整系統具有昂貴和佔用空間大的缺點。
發明內容
本發明的目的是提供一種用於飛行器的發動機組件，其克服上述關於現有技術實 現方式的缺點。 為此，本發明提供一種用於飛行器的發動機組件，該發動機組件包括發動機、發動 機懸掛裝置和發動機艙，所述發動機艙包圍發動機並設置有風扇罩和進氣口 ，該懸掛裝置 包括剛性結構以及前空氣動力學結構，所述前空氣動力學結構具有託架，風扇罩優選地鉸 接在所述託架上並且空氣動力學整流罩覆蓋託架，前空氣動力學結構裝備有安裝在懸掛裝 置的剛性結構上的後懸掛件。按照本發明，前空氣動力學結構的託架還裝備有安裝在進氣 口上的前懸掛件。 因此，所提出的布置允許最大程度限制上述失配的有害效果，因為在該組件的高 應力期間，優選地支撐風扇罩的前空氣動力學結構的託架的前部可更好地根據發動機變形 伴隨進氣口位移。 因此，發動機艙的進氣口和風扇罩之間的對齊接合可被保持，這允許限制現有技 術實現方式中遇到的阻力損耗(pertes en trainee )。在該方面，由於存在後懸掛件，阻力 損耗也可通過保持空氣動力學整流罩和懸掛架的其它空氣動力學整流罩之間的對齊接合而減小，由於存在前懸掛件，這些阻力損耗也可通過保持空氣動力學整流罩和進氣口之間 對齊接合而減小。 此外，該特殊布置有利地允許限制支撐風扇罩的結構託架先前所遇到的向前突 出，因為託架裝備有安裝在發動機艙進氣口上的前懸掛件。 另一方面，由於託架優選地不再直接安裝在發動機的風扇殼上，而以任何方式安 裝在懸掛架前端和後端以及進氣口上，因此對扇葉損耗現象不再難以證明前空氣動力學結 構的強度。實際上，可以考慮在葉片損耗之後，風扇殼的大位移不會導致託架上顯著位移。
此外，即使在扇葉損耗的情形中，託架和進氣口之間的前連接表示前空氣動力學 結構和發動機艙進氣口之間的通氣風險被顯著減小，甚至減小到沒有。 最後，還由於存在託架和進氣口之間的前連接，所要求的間隙被顯著減小，且在託
架的整流罩和懸掛架之間、在空氣動力學上較不敏感的區域中被部分地向下遊偏離。因此，
有利地，與現有技術中所遇到到的相反，不再要求提供裝備有託架的調整系統。 優選地，前懸掛件採用前緊固件的形式，該前緊固件被設計為吸收沿著發動機縱
向方向、沿著該發動機的橫向方向以及沿著發動機的豎直方向施加的力。 而且，後懸掛件優選地包括兩個後半緊固件，所述兩個後半緊固件設置在懸掛裝
置的剛性結構前部兩側，每個後半緊固件都被設計為吸收沿著發動機橫向方向和沿著該發
動機豎直方向施加的力，且每個後半緊固件都允許沿著發動機縱向方向在前空氣動力學結
構託架的後部和剛性結構的前部之間有限的相對位移。 換句話說，兩個後半緊固件中的每個都吸收沿著橫向方向和豎直方向施加的力， 而不吸收在縱向方向上施加的力，前空氣動力學結構的後部和剛性結構的前部之間的小的 相對位移可沿著該縱向方向被吸收。 因此，前緊固件和兩個後半緊固件的結合構成前空氣動力學結構的所有懸掛件， 允許獲得明顯近似於均衡安裝系統的懸掛件。 為了說明，在上述內容中應當注意，已經指出經不同緊固件吸收沿著發動機橫向 方向和豎直方向施加的力。這特別在發動機安裝在飛行器機翼上面或懸掛在其下面時適 用，也可能在發動機安裝在飛行器機身後部時適用。然而，在發動機安裝在飛行器機身後部 時，可發生緊固件吸收的力不再如上所述相對於發動機橫向和豎直地定向，而是沿著與縱 向方向正交的發動機第一方向，以及沿著與第一方向和縱向方向正交的發動機第二方向定 向，第一方向和第二方向中的每個都相對發動機豎直方向和橫向方向傾斜。自然，發動機第 一和第二方向的上述傾斜取決於發動機組件所採用的幾何構造和發動機組件相對於機身 後部的定位，這是本領域技術人員公知的。 優選地，兩個後半緊固件相對於通過發動機縱向軸線的組件的中平面對稱設置。 此處應當注意，定義該平面的第二方向根據所採用的構造給出。作為示例，當發動機安裝在 飛行器機翼上或懸掛在其下面時，第二方向通常是發動機的豎直方向。 考慮到上面的說明，由此可見兩個後半緊固件中的每個都優選採用環形線性連接 (liaison)的形式，對應於沿著發動機縱向方向的球窩連接件和導軌連接件的結合。
在該發動機組件中，發動機艙傳統地包括與風扇罩對齊並位於其前面的進氣口， 優選地設置空氣動力學整流罩固定地安裝在支撐上述前懸掛件和後懸掛件的託架上。優選 地，單獨固定在託架上的空氣動力學整流罩由此覆蓋託架，實現支撐風扇罩的結構功能，該組件還優選包括多個風扇罩鉸接件，所述鉸接件中的至少一些固定在所述託架上。 這方面，例如可以考慮託架固定地支撐與每個風扇罩關聯的四個鉸接件中三個鉸
接件，因此所述風扇罩安裝在懸掛架上。可替換地，可以設置四個風扇罩鉸接件中的一個安
裝在託架上，其它三個鉸接件固定在懸掛架上，這更好地限制了託架質量，並且因此更好地
限制了進氣口吸收的力。自然，不偏離本發明範疇的情況下，可考慮其他解決方案用於鉸接
件的布置，可以浮動(flottante)安裝其中的某些鉸接件，S卩，直接連接發動機組件的右風
扇罩和左風扇罩。 優選地，使得託架後部被懸掛裝置的剛性結構的前部穿過。 而且，懸掛裝置還優選地包括多個發動機緊固件，其中前發動機緊固件一方面固
定在剛性結構上，另一方面固定到發動機風扇殼上。在這樣的情形中，優選地設置前發動機
緊固件沿發動機縱向方向位於前空氣動力學結構的託架的前、後懸掛件之間。 優選地，託架包括縱梁和剛性連接到所述縱梁的橫向結構元件，所述橫向結構元
件例如是拱架(arceaux)，這些縱梁和橫向結構元件每個都與空氣動力學整流罩接觸。此
外，託架包括至少一個用於吸收沿著發動機縱向方向施加的力的連杆，所述連杆的兩端分
別鉸接在託架前端橫向結構元件和託架後端橫向結構元件上。 在該構造中，一個連杆/多個連杆由此與縱梁和橫向元件結合實現結構功能，所 述至少一個連杆包括共同形成向後(即朝向懸掛架)開口的V形的兩個連杆。
如上所述，託架優選地與發動機無直接機械連接，僅是託架的懸掛件固定在發動 機組件的剩餘部分上，這些懸掛件優選包括所述前懸掛件和後懸掛件。 最後，本發明的另一個目的是提供一種飛行器，該飛行器包括至少一個如上所述
的發動機組件，所述發動機組件組裝在機翼上或該飛行器機身後部上。 本發明其他優點和特徵將從下面的非限制性詳細描述中顯現出來。
將參照附圖進行該描述，在附圖中 圖1示出了根據本發明優選實施方式的用於飛行器的發動機組件的局部透視圖；
圖2示出了圖1中所示發動機組件的局部側視圖； 圖3和4從兩個不同角度示出了圖1中所示發動機組件的局部細節透視圖；
圖5示出了根據本發明另一個優選實施方式的發動機組件的用於支撐風扇罩的 託架的局部透視圖； 圖6示出圖5中所示託架的俯視圖；以及 圖7示出圖5和6中所示託架的後下部的透視圖。
具體實施例方式
首先參照圖1和圖2，可以看到用於飛行器的發動機組件1固定到該飛行器機翼 (未示出)下面，該組件1包括懸掛裝置4、發動機6 (諸如懸掛在該懸掛裝置4下面的渦輪 噴氣發動機)和發動機艙3，圖1中僅示出發動機艙的前部。 在下面的描述中，通過約定，X指裝置4的縱向方向，這也類似於渦輪噴氣發動機6 的縱向方向，該方向X平行於該渦輪噴氣發動機6的縱向軸線5。另一方面，Y指相對於裝
7置4橫向定向的方向並類似於渦輪噴氣發動機6的橫向方向，並且Z指豎直方向或高度方 向，這三個方向X， Y和Z彼此正交。 另一方面，術語"前"和"後"是相對於渦輪噴氣發動機6施加推進力後出現的飛 行器前進方向考慮的，該方向由箭頭7示意地表示。 整體上，懸掛裝置4包括剛性結構8，該剛性結構也稱為主結構，其支撐發動機6的 懸掛件，這些懸掛件具有多個發動機緊固件10， 12，以及吸收由發動機6產生的推進力的裝 置14。 作為說明，應當注意懸掛裝置4包括另一組連接在剛性結構8上的緊固件(未示 出)，該另一組緊固件能夠確保將該組件1懸掛在飛行器機翼下面。 此外，懸掛裝置4包括多個連接在剛性結構8上的副結構。這些確保系統隔開和 維護、同時支撐空氣動力學整流罩元件的副結構將在下面說明。 渦輪噴氣發動機6在前部具有限定風扇環形通道20的大尺寸風扇殼18，並向後包 括較小尺寸的中央殼22，該中央殼包圍渦輪噴氣發動機核心。當然，殼18和22是連接在一 起的，並具有通常稱為中間殼的接頭(jonction)。最後，確切地，中央殼22由噴射殼(未標 號)向後延伸。 如從圖1中可清楚看到的，懸掛裝置4的發動機緊固件10， 12數目是2，分別稱為 前發動機緊固件和後發動機緊固件。前發動機緊固件10優選地介於剛性結構8的前部和 風扇殼18的上部(也稱為徑向端部)之間。該前發動機緊固件10是以傳統方式設計的並 為本領域技術人員所公知，例如被設置為吸收在三個方向X， Y和Z上產生的力。
另一方面，後發動機緊固件12也是以傳統方式製造並為本領域技術人員所公知， 其可以被設計為吸收在方向Y和Z上產生的力，該後發動機緊固件介於剛性結構8的更後 部和中央殼22或噴射殼之間。 用於吸收發動機產生的推進力的裝置14可具有雙連杆的傳統形式，每個連杆設
置在發動機6的一側，每個連杆的前端安裝在風扇殼或中間殼的後部上，且後端連接在後
發動機緊固件12上或連接在剛性結構8上並在後發動機緊固件附近。 在本發明的該優選實施例中，剛性結構8採用從前向後基本沿著方向X延伸的箱
體的形式。 如圖1最佳示出的箱體8採用與通常用於渦輪噴氣發動機的懸掛架相似設計的架
的形式，尤其地該箱體設置有橫肋9，每個橫肋採用在平面YZ上定向的矩形形式。 更具體地參照圖2，在懸掛架4的副結構中有前空氣動力學結構24、後空氣動力學
結構26、前和後空氣動力學結構的連接整流罩28、和後下空氣動力學整流罩30。 總體地，除了下面將要詳細說明的前空氣動力學結構24，這些副結構是與現有技
術中所遇到的元件相同或相似的傳統元件，並且是本領域技術人員已知的。 更確切地，為了清楚，僅前空氣動力學結構24在圖1中示出，該前空氣動力學結構
通常設置在機翼前部並相對於固定在其上的主結構8略高。該前空氣動力學結構在鉸接在
其上的風扇罩上部和機翼前緣之間具有空氣動力學外形功能。該前空氣動力學結構24因
此不僅具有支撐風扇罩和空氣動力學整流罩的功能，而且還允許不同系統(空氣、電氣、液
壓、燃料)的安裝、分隔和布線。 連接整流罩28直接位於該結構24的後延伸部分並且安裝在剛性結構8上，該連
8接整流罩也稱為"整流片(Karman)"。然後再向後，連接整流罩28由後空氣動力學結構26 延伸，該後空氣動力學結構包含液壓設備的主要部分。該結構26優選地相對於剛性結構8 整個位於後部，且因此固定在飛行器機翼下面。 最後，後下空氣動力學整流罩30(也稱為"護板(bouclier)"或"尾架整流板(Aft Pylon Fairing)")設置在剛性結構8和後空氣動力學結構26下面。其主要功能是形成防 火屏障，並且在發動機輸出和懸掛架之間形成空氣動力學連續性。 現在具體參照圖1，可看到部分發動機艙3，其在前端包括固定到風扇殼18前面的 進氣口 32，該進氣口 32後面直接跟隨兩個風扇罩34 (由於是透視圖，僅一個可以看到)，每 個風扇罩34都鉸接安裝在上述副空氣動力學結構24上。雖然沒有示出，但應該理解傳統 設計的發動機艙3向後包括的本領域技術人員已知的其它元件，如安裝在剛性結構8上的 推進力反向器罩。 此外，進氣口 32上後部具有設置在懸掛架前空氣動力學結構24的前延伸部分中 的空氣動力學突起31。必然地，尋求獲得在前述拼接(jointif)元件31和24之間的可能 的最佳空氣動力學連續性，所述拼接元件31和24在發動機組件1上部基本沿方向X延伸。 這方面應當注意，在不偏離本發明範疇的情況下，可採用無突起31的解決方案。
下面參考圖3和圖4，具體詳細說明包括本發明一個特徵的前空氣動力學結構24。
前空氣動力學結構24具有在該元件的結構部分中構成的託架40。該託架整體上 在風扇殼18上延伸，且由本領域技術人員已知的傳統方式構成，S卩，通過基本沿方向X延伸 的縱梁和橫向結構元件的組裝而構成，該託架為向下開口的拱架類型，例如，如圖3和4中 清楚看出的近似半圓柱形。 在同樣的圖中，還可看到，懸掛架4的剛性結構8的前部在穿過託架的至少第一拱 架的同時穿入託架內部。而且，因為上述前發動機緊固件10安裝在剛性結構9的前端，這 表示該前緊固件10部分地位於由託架的拱架限定的內部空間內。這方面，在圖3和4中應 當注意，緊固件10下部連接到風扇殼18上，為了清楚起見沒有示出。 為了確保在發動機組件1上安裝託架40，提供了前懸掛件和後懸掛件，如下面的 說明。 關於前懸掛件，其總體上採用連接到託架40前端的前緊固件42的形式。本發明 的一個特徵在於該前緊固件42不僅固定到託架40，而且固定到進氣口 32，且更優選固定到 空氣動力學突起31。然而，在不偏離本發明範疇的情況下，該突起31可以是結構24的一部 分並通過緊固件42固定地連接在進氣口上。 更確切地，僅在圖3和4中示意示出的前緊固件42安裝在突起31上和託架的最 前面的拱架的上徑向端上。前緊固件優選地被設計為吸收沿著發動機每個方向X，Y和Z上 產生的力，如圖3和4中箭頭示意示出的。作為說明，該前發動機緊固件傳統上可用如本領 域技術人員已知的支架(ferrure)和軸設計。具體地，該發動機緊固件可採用以能夠吸收 沿三個方向上產生的力的方式安裝的球窩節的形式。 另一方面，後懸掛件優選地採用設置在剛性結構8前部兩側的兩個後半緊固件的 形式。如從圖3和4中看到的，這兩個半緊固件44a，44b優選地相對於前發動機緊固件10 靠後設置，因此該緊固件10在方向X上設置在前動力學結構24的前懸掛件和後懸掛件之 間。兩個後半緊固件44a，44b中的每個都優選地被設計為吸收沿著方向Y和Z施加的力，
9而不吸收沿著方向X施加的力。這裡，所述兩個後半緊固件還是藉助軸和支架以傳統的且本領域技術人員已知的方式設計。作為說明，應當注意每個半緊固件可包括沿方向Y延伸的支架，該支架在其與連接在剛性結構8上的端部相反的一端上具有叉形支架(ch即e)，該叉形支架由與容納在所述叉形支架中且連接在所述託架40上的支架相配合的軸穿過。此外，這兩個後半緊固件44a， 44b中的每個都被設計為允許沿著方向X、在空氣動力學結構24後部和懸掛架剛性結構8的前部之間進行有限的相對位移。如果前懸掛件連接在託架40的最前面的拱架上，則兩個後半緊固件44a， 44b連接在託架40的最後面的拱架上，如從圖3和4中可清楚看到的。另一方面，這兩個半緊固件相對於通過發動機的縱向軸線5的豎直中平面P對稱設置，該平面P整體上構成連接在飛行器機翼下面的發動機組件的對稱平面。
此外應當注意，兩個後半緊固件44a，44b可以實現在環形線性連接的形式下，對應於優選設置在半緊固件的上述支架和軸之間的球窩連接件和沿發動機縱向方向(即沿該軸的方向)的導軌連接件的組合。 由空氣動力學整流罩46以傳統方式覆蓋的託架40優選地唯一固定在該託架40上而非組件得其它元件上，該託架具有多個風扇罩34的鉸接件，這些鉸接件優選地設置在託架的兩個側縱梁中的每個縱梁處，並且設置在平面P的兩側。這兩個縱梁50中的每個因此具有多個連接到發動機艙的風扇罩34中的一個的鉸接件48，由每個縱梁50支撐的這些鉸接件48能夠構成給定風扇罩的所有或部分懸掛件。在圖3和4所示的例子中，給定縱梁50上提供的鉸接件48，例如，提供的數目是3，與向這三個鉸接件後部位於這三個鉸接件延伸中的第四鉸接件48關聯，該第四鉸接件48事實上關聯地連接在剛性結構8的前部上和空氣動力學結構24的後懸掛件的後部。必然地，對於兩個風扇罩34中的每個，設置在託架40上的鉸接件48和位於剛性結構8後部的鉸接件48被設置為沿著風扇罩34的相同鉸接軸線設置。 可替換地，例如可以在剛性結構上固定三個鉸接件48，在託架上固定一個鉸接件，或者在不超出本發明範圍的情況下，還可以採用任何其它構造，可能地一個或多個鉸接件可浮動安裝，而無任何緊固件。 現在參照圖5至圖7，可以看到託架40，該託架表現為本發明另一個優選實施例的形式。因此，可以理解，將被描述的託架40具有與已經描述的託架40相同的功能。
如從圖5和圖6更好地看到的，託架40具有兩個側縱梁50，所述側縱梁從託架長度的一端延伸到另一端，並具有支撐風扇罩的鉸接件(未示出)的功能。而且，託架40還包括兩個其它的縱梁54，在俯視時，這兩個縱梁54位於兩個縱梁50之間並且也從託架40長度的一端延伸到另一端。此外應當注意，這四個縱梁50， 54通過嵌入式連接堅固地安裝到橫向結構元件上，在這些橫向結構元件中，包括前端的橫向結構元件，採用堅固肋條(nervure pleine)56的形式，該堅固肋條用於支撐前緊固件42 ;後端的橫向結構元件58，具有凹口 59，該凹口允許懸掛架的剛性結構的前部通過；和向下敞開的拱架類型的中間結構元件60。 因此，所有上述元件，即，縱梁50， 54和橫向結構元件56， 58， 60構成空氣動力學整
流罩46 (未示出)的支撐表面，該空氣動力學整流罩46實際上接觸上述結構元件中的每個。 此外，為了確保力沿方向X從託架40的前面向後面更好地傳遞，除了空氣動力學整流罩支撐結構，設置優選地從託架長度的一端向另一端延伸的吸收連杆62 。然而，這些連杆62不是必須的，特別在縱梁50被設計為支撐風扇罩時，如上所述。當縱梁50的尺寸僅被定義為用於支撐整流罩46而非風扇罩時，這些縱梁50變得有用，這是當前空氣動力學結構24不用於支撐這些風扇罩時碰到的情形，這些風扇罩鉸接到懸掛架上。
更確切地，參照圖6，提供了兩個連杆62，其中每個連杆的前端以鉸接的方式通過嵌入式支架64連接到前端橫向結構元件56。而且，每個連杆62的後端鉸接到支架66上，該支架66與後端橫向結構元件58連在一起。如從圖7中看到的，可以看到每個支架66可實際採用叉形支架的形式，連杆62的後端插入到該叉形支架中，所提供的鉸接優選地沿著方向Z設置，對於連杆62的前端也是如此。 參照圖6，可以看到用於吸收沿著方向X施加的力的兩個連杆62，這兩個連杆一起形成向後開口的V形，因此V形的頂點於嵌入式連接支架64處。最後，在俯視圖中，兩個連杆62相對於上述平面P對稱設置，並設置在兩個縱梁60之間，更優選地設置在兩個上縱梁54之間。 在圖7中，後半緊固件44a已經詳細示出。如上面所述，後半緊固件44a包括容納在叉形支架72的兩個分支(Mte)之間的支架70，這兩個元件70， 72之間的連接通過沿方向X定向的導軌軸(axede gliss"re) 74來實現。導軌軸74具有球窩節76，該球窩節的外環固定容納在與託架40連在一起(更確切地與後端橫向結構元件58連在一起)的支架70的孔內。因此，該設計明確表示出環形線性連接，這是因為其涉及球窩連接件76和沿方向X定向的導軌連接件74的結合。這方面，應當注意與圖3中所示的後半緊固件44a的差別在於叉形支架72的兩個分支的間隔，該間隔比圖3所示的間隔更大。因此，託架40相對於懸掛架的主結構沿著方向X的位移限制小於圖3所示優選實施例中的位移限制。自然地，可以理解軸74固定且牢靠地安裝在叉形支架72上，所期望的導軌連接通過球窩節76的下環在該軸74上的滑動來獲得。 當然，本領域技術人員可對上面僅作為非限制性示例描述的本發明進行各種修改。這方面，特別可指出，儘管發動機組件l已經表現為採用懸掛在飛行器機翼下面的構造，然而，該組件1也可以表現為不同構造，即允許安裝在該機翼上面，甚至安裝在該飛行器機身的後部上。
權利要求
一種用於飛行器的發動機組件(1)，其包括發動機(6)、發動機懸掛裝置(4)以及發動機艙(6)，所述發動機艙包圍所述發動機並設置有風扇罩(34)和進氣口(32)，所述懸掛裝置(4)包括剛性結構(8)和前空氣動力學結構(24)，所述前空氣動力學結構(24)具有由空氣動力學整流罩(46)覆蓋的託架(40)，所述託架(40)裝備有安裝在所述懸掛裝置(4)的剛性結構(8)上的後懸掛件(44a，44b)，其特徵在於，所述前空氣動力學結構(24)的託架(40)還裝備有安裝在所述進氣口(32)上的前懸掛件(42)。
2. 根據權利要求1所述的發動機組件(l)，其特徵在於，所述前懸掛件(42)採用前緊固件的形式，所述前緊固件被設計為吸收沿著所述發動機(6)的縱向方向(X)、沿著所述發動機的橫向方向(Y)、以及沿著所述發動機豎直方向(Z)施加的力。
3. 根據權利要求1或2所述的發動機組件(1)，其特徵在於，所述後懸掛件包括兩個後半緊固件(44a，44b)，所述兩個後半緊固件設置在所述懸掛裝置(4)的剛性結構(8)的前部的兩側，所述兩個後半緊固件中的每個都被設計為吸收沿著所述發動機(6)的橫向方向(Y)和沿著所述發動機的豎直方向(Z)施加的力，並且每個後半緊固件允許沿著所述發動機(6)的縱向方向(X)在所述前空氣動力學結構(24)的託架(40)後部與所述剛性結構(8)的前部之間有限的相對位移。
4. 根據權利要求3所述的發動機組件(l)，其特徵在於，所述兩個後半緊固件(44a，44b)相對於所述組件(1)的通過所述發動機(6)的縱向軸線的中平面(P)對稱設置。
5. 根據權利要求3或4所述的發動機組件(l)，其特徵在於，所述兩個後半緊固件(44a，44b)中的每個都採用環形線性連接的形式。
6. 根據上述權利要求中任一項所述的發動機組件(l)，其特徵在於，所述進氣口 (32)與所述風扇罩(34)對齊，並且所述進氣口 (32)相對於所述風扇罩位於前面。
7. 根據上述權利要求中任一項所述的發動機組件(l)，其特徵在於，所述風扇罩鉸接在所述託架(40)上，所述託架支撐前懸掛件(42)和後懸掛件(44a，44b)。
8. 根據上述權利要求所述的發動機組件(l)，其特徵在於，所述託架(40)的後部被所述懸掛件(4)的剛性結構(8)的前部穿過。
9. 根據上述權利要求中任一項所述的發動機組件(l)，其特徵在於，所述發動機組件包括多個風扇罩鉸接件(48)，所述鉸接件中的至少一些固定在所述託架(40)上。
10. 根據上述權利要求中任一項所述的發動機組件(l)，其特徵在於，所述懸掛裝置(4)還包括多個發動機緊固件，其中一個前發動機緊固件(10) —方面固定到所述剛性結構(8)，另一方面固定到所述發動機(6)的風扇殼(18)。
11. 根據權利要求10所述的發動機組件(l)，其特徵在於，所述前發動機緊固件(10)沿所述發動機(6)的縱向方向(X)位於所述前空氣動力學結構(24)的託架(40)的所述前懸掛件和後懸掛件之間。
12. 根據上述權利要求中任一項所述的發動機組件(l)，其特徵在於，所述託架(40)包括縱梁(50,54)和剛性連接到所述縱梁的橫向結構元件(56，58，60)，所述縱梁和橫向結構元件中的每個都與所述空氣動力學整流罩(46)接觸，並且其特徵在於，所述託架(40)還包括至少一個連杆(62)，所述連杆用於吸收沿所述發動機的縱向方向(X)施加的力，所述連杆的兩端分別鉸接在所述託架(40)的前端的橫向結構元件(56)和所述託架(40)的後端的橫向結構元件(58)上。
13. 根據權利要求12所述的發動機組件(l)，其特徵在於，所述至少一個連杆包括共同形成向後開口的V形的兩個連杆(62,62)。
14. 根據上述權利要求中任一項所述的發動機組件(l)，其特徵在於，所述託架(40)與所述發動機之間無直接機械連接。
15. —種飛行器，所述飛行器包括至少一個根據上述權利要求中任一項所述的發動機組件(1)，所述發動機組件組裝在所述飛行器的機翼上或機身後部上。
全文摘要
本發明涉及一種用於飛行器的發動機組件，其包括發動機、發動機懸掛裝置(4)和發動機艙，該發動機艙包圍發動機並具有風扇罩(34)，該懸掛裝置(4)包括剛性結構(8)和前空氣動力學結構(24)，該風扇罩鉸接在該前空氣動力學結構上，該前空氣動力學結構(24)裝備有託架(40)，該託架(40)具有安裝在剛性結構(8)上的後懸掛件(44a，44b)。根據本發明，該託架還設置有安裝在發動機艙進氣口(32)上的前懸掛件(42)。
文檔編號B64D27/26GK101784441SQ200880104021
公開日2010年7月21日 申請日期2008年8月22日 優先權日2007年8月27日
發明者弗雷德裡克·裡德雷, 洛伊克·迪索爾 申請人:空中巴士運作股份公司