包括具有將風扇殼體連接至中央殼體的加固結構的渦輪噴氣發動機的用於飛行器的發動...的製作方法

2023-05-16 09:22:11

專利名稱：包括具有將風扇殼體連接至中央殼體的加固結構的渦輪噴氣發動機的用於飛行器的發動 ...的製作方法
技術領域：
本發明通常涉及一種用於飛行器的發動機組件，其包括渦輪噴氣發動機、包圍渦 輪噴氣發動機的發動機艙、以及設置有剛性結構和多個發動機緊固件的懸掛架，所述緊固 件設置在懸掛架的剛性結構和渦輪噴氣發動機之間。
背景技術：
懸掛架，也叫做EMS (發動機安裝結構)，其允許將渦輪噴氣發動機懸掛在飛行器 的機翼下方或將渦輪噴氣發動機安裝在該機翼上方或將渦輪噴氣發動機安置在機身的後 部。事實上，該懸掛架被設計為在渦輪噴氣發動機和飛行器的給定結構部分之間構成連接 接口。該懸掛架允許將由相關渦輪噴氣發動機產生的力傳遞至該飛行器的結構，還允許在 發動機與飛行器之間布置燃料通路、電子系統、液壓系統以及空氣系統。發動機艙典型地裝配有多個整流罩，其包圍渦輪噴氣發動機並允許在打開位置中 接觸渦輪噴氣發動機，已知的整流罩為風扇整流罩和反向推力整流罩。更精確地，關於現有技術中的某些發動機組件，設置具有剛性結構的懸掛架，該剛 性結構包括一個縱向箱體和兩個側向箱體，所述側向箱體與縱向箱體連在一起並布置在縱 向箱體的兩側，懸掛架還包括將渦輪噴氣發動機懸掛在剛性結構上的懸掛裝置，這些懸掛 裝置具有吸收來自風扇殼體的推力的第一、第二和第三前發動機緊固件。如圖1(其示出了 現有技術中的一個實施方式，其中，發動機懸掛在機翼的下方)中示意性地示出的，吸收推 力的三個前發動機緊固件被布置為使得第三前發動機緊固件8通過渦輪噴氣發動機的徑 向平面Pl (這裡，其是渦輪噴氣發動機的豎直對稱平面)，同時，使得連接在懸掛架的兩個 側向箱體上的第一和第二發動機緊固件6a，6b本身布置於徑向平面Pl的兩側，並通常由渦 輪噴氣發動機的另一徑向平面P2穿過，該徑向平面P2與上述徑向平面Pl垂直並在這裡對 應于于渦輪噴氣發動機的水平對稱平面。應當注意，保持此特定布置(其中，風扇殼體上的 第一和第二發動機緊固件的固定點在風扇殼體上徑向地相對)，以通過這兩個緊固件特別 允許推力通過，由第三緊固件傳遞的力很小，甚至為零。這允許避免產生由這兩個徑向相對 的緊固件組成的推力吸收特許平面相對於發動機軸線的偏移，因此，強烈限制引入有害的 力矩，該力矩容易沿著渦輪噴氣發動機的橫向方向施加並使發動機殼體變形。渦輪噴氣發動機典型地包括風扇殼體12、相對於風扇殼體徑向地位於內部且通 過多個結構臂17(優選地徑向定向)與風扇殼體連接的中間殼體21、以及將中間殼體21朝 著後部延伸的中心殼體16 (也叫做「核心」殼體)。最後，應當注意，中心殼體延伸至具有最 大尺寸的後端19，也叫做噴射殼體(carter d』 Sjection)。三個發動機緊固件6a，6b，8與風扇殼體12固定地連接，更優選地與所述風扇殼 體的後外圍端18連接，因此，當渦輪噴氣發動機產生軸向推力時，對此風扇殼體12施加力 (solliciter)，同樣地對結構臂17施加力。在這種施加力的過程中，風扇殼體完全能夠傳 遞軸向力(也叫做縱向力)，甚至將力傳遞至位於直接在圓周方向上連續的兩個結構臂之間的風扇殼體部分中。然而，已經指出，在吸收推力的特許平面P2中，結構臂受到較大應力，其導致結構 臂彎曲，這對發動機是有害的。事實上，如圖2a中示意性地示出的，在集成了吸收大部分推 力的發動機緊固件6a，6b的徑向平面P2中，結構臂17具有彎曲的趨勢，並且，其徑向外端 朝著後部傾斜。臂17朝著後部的此彎曲是由於風扇殼體12的變形，風扇殼體12具有在平 面P2中相對於發動機軸線5 「打開」的趨勢，如外圍前端23的分離所指示的。為了補償此 打開，外圍前端23在徑向垂直平面P 1中具有「關閉」的趨勢或「夾緊」的趨勢，因此，這通 常加強罩的「橢圓化」，其中長軸穿過第一和第二發動機緊固件6a，6b。因此，如上所述，風扇殼體的變形在風扇葉片和風扇殼體之間產生大間隙，該間隙 對發動機的整體性能有害。另外，渦輪噴氣發動機的中央殼體從中間殼體伸出，這使中央殼體對慣性應力是 敏感的，特別是對於在穿過第一和第二發動機緊固件的徑向平面中的慣性應力。因此，這引 起了中央殼體在這些平面中彎曲的風險。自然地，此彎曲意味著渦輪噴氣發動機的性能降 低。

發明內容
因此，此發明的目的是提出一種用於飛行器的發動機組件，其至少部分地克服了 與現有技術實施例相關的上述問題。為此，此發明提供一種用於飛行器的發動機組件，其包括-渦輪噴氣發動機，其包括風扇殼體、相對於所述風扇殼體徑向向內設置的且通過 多個結構臂(優選地基本徑向地定向)連接至所述風扇殼體的中間殼體、以及向後部延伸 所述中間殼體的中央殼體；-懸掛架，其具有剛性結構和將所述渦輪噴氣發動機懸掛在所述剛性結構上的懸 掛裝置，所述懸掛裝置包括第一、第二和第三前發動機緊固件，所述前發動機緊固件用於吸 收施加至所述風扇殼體的力，並被設置為使得所述第三前發動機緊固件穿過所述渦輪噴氣 發動機的第一徑向平面，並且使得所述第一和第二前發動機緊固件設置在所述第一徑向平 面的兩側；並且-用於傳遞力的環形結構，其圍繞所述中央殼體並通過所述安裝裝置機械地連接 至所述中央殼體。根據此發明，所述第一和第二前發動機緊固件中的每一個與形成剪應力平面 (plan de cisaillement)的加固結構配合，所述加固結構固定地連接在以下位置_在所述環形結構處的第一固定點處；_在所述風扇殼體處的第二固定點處，並且；-在所述結構臂或者中間殼體處的第三固定點處；所述加固結構沿著虛擬平面(優選地是基本徑向的)延伸，所述虛擬平面平行於 所述渦輪噴氣發動機的縱向軸線或者穿過該縱向軸線，並且所述虛擬平面還穿過位於所述 風扇殼體上的所述前發動機緊固件的固定點。首先，這些承受剪應力的加固結構的存在允許在上述兩個虛擬平面內加固渦輪噴 氣發動機，從而導致中央殼體和中間殼體的變形降低，即使是在這些平面中的慣性應力情況下。結果，發動機組件的整體性能被大大增強。另外，增加這些加固結構允許在上述兩個虛擬平面中及其附近加固結構臂，S卩，在 結構臂通常受到最大應力的位置。這有利地導致如上述定位的結構臂的變形降低。因此， 風扇殼體在結構臂的平面內具有更小的打開的傾向，這大大限制了在現有技術中所遇到的 通過徑向相對的第一和第二發動機緊固件引起的橢圓化效果。這導致更好的風扇效率並由 此導致更好的渦輪噴氣發動機的整體效率。優選地，所述第三固定點位於所述中間殼體和結構臂之間的連接處，在不超出本 發明範圍的情況下，其可以被安置於這兩個元件中的一個或另一個上。優選地，每一個加固結構都採用三角形的、實心或穿孔的一般形狀，以降低質量。 在這方面，採用三角形形狀適於形成剪應力平面。優選地，用於吸收力的第一和第二前發動機緊固件相對於所述第一徑向平面對稱 地設置，所述第一徑向平面由所述渦輪噴氣發動機的縱向軸線和所述渦輪噴氣發動機的第 一方向定義，所述縱向軸線平行於所述渦輪噴氣發動機的縱向方向，所述第一方向垂直於 所述縱向方向。優選地，所述第一和第二前發動機緊固件中的每一個都被設計為吸收所述渦輪噴 氣發動機沿所述縱向方向和所述第一方向施加的力，並且其特徵在於，所述第三前發動機 緊固件被設計為吸收所述渦輪噴氣發動機沿所述縱向方向和第二方向施加的力，所述第二 方向垂直於所述第一方向和所述縱向方向。作為說明，應當注意，在渦輪噴氣發動機用於安裝於飛行器機翼之上或者懸掛於 機翼下面的情況下，互相垂直的並垂直於縱向方向的第一和第二方向優選地分別是渦輪噴 氣發動機的豎直方向和橫向方向。另一方面，發動機組件還可以懸掛在飛行器機身後部，第 一和第二方向中的每一個相對於渦輪噴氣發動機的豎直和橫向方向傾斜。在此構造中，所述安裝裝置僅由上述前緊固件構成，所述前緊固件固定至渦輪噴 氣發動機的風扇殼體並且形成均衡吸收系統。更普遍地，固定至風扇殼體的安裝裝置僅是 所述第一、第二、和第三發動機緊固件，在其它情況下，附加發動機緊固件被提供於懸掛架 的剛性結構和中央殼體之間，以便形成均衡吸收系統，不受上述加固結構存在的影響。具體地，如上面所提到的，所述渦輪噴氣發動機的第一方向對應於所述渦輪噴氣 發動機的豎直方向，並且所述渦輪噴氣發動機的第二方向對應於所述渦輪噴氣發動機的橫 向方向。優選地，所述第三前發動機緊固件與形成剪應力平面的加固結構配合，所述加固 結構固定地連接在以下位置-在所述環形結構處的第一固定點處；_在所述風扇殼體處的第二固定點處，並且；-在所述結構臂或者所述中間殼體處的第三固定點處，所述加固結構沿虛擬平面(優選地是基本徑向)延伸，所述虛擬平面平行於所述 渦輪噴氣發動機的縱向軸線或者穿過該縱向軸線，並且所述虛擬平面還穿過所述風扇殼體 上的所述第三前發動機緊固件的固定點。通過這種結構，其中相關的虛擬平面優選地對應於上述第一徑向平面，中央殼體 更加堅固並能更好地抵抗施加於此平面的慣性應力。
同樣優選地，所述加固結構與所述懸掛架沒有直接的機械連接，這允許避免在懸 掛架中引入附加的力。為此，上述安裝裝置能夠保持均衡，儘管擁有加固結構。作為說明， 出於相同原因，所述加固結構與所相關發動機組件的發動機艙沒有直接的機械連接。本發明的另一目的是提供一種飛行器，其包括至少一個如上所述的發動機組件， 該發動機組件裝配於該飛行器的機翼或者機身後部上。


本發明的其它優點和特徵在以下的非限制性詳細描述中將會顯現出來。將參照附圖進行此描述，其中圖1和2 (已經描述)示出了根據現有技術的用於飛行器的發動機組件；圖3示出了根據本發明優選實施例的用於飛行器的發動機組件的側視圖；圖4示出了圖3中所示的組件的透視圖，懸掛架的剛性結構、加固結構和發動機艙 已被去除以更加清晰地示出發動機緊固件；圖5示出了與圖4中組件相對應的示意性正面圖，其示出了發動機緊固件的具體 位置；圖6示出了根據優選實施方式的懸掛架的局部放大透視圖；圖7示出了沿著圖6的橫向平面P』截取的截面圖；圖8示出了懸掛架的透視圖，該懸掛架屬於根據本發明的另一個優選實施方式的 用於飛行器的發動機組件；圖9示出了沿著穿過懸掛架的剛性結構的圖8的橫向平面P』截取的截面圖；圖10示出了橫截面圖，其示出了將風扇殼體連接至中心殼體的加固結構，此圖還 對應於沿著圖11的線X-X截取的截面圖；圖11示出了沿著圖10的線XI-XI截取的截面圖；圖12示出了沿著圖10的線XII-XII截取的截面圖；圖13示意性地示出了位於用於傳遞力的環形結構和渦輪噴氣發動機的中心殼體 之間的安裝裝置的橫截面圖；圖13a示出了與圖13的視圖相似的視圖，安裝裝置為替代的實施方式；圖14示出了圖13所示的視圖的局部放大圖，其示出了環形結構上、在力引入點處 的力的重新分配；圖15示出了另一優選實施方式，對應於沿著圖13的線XV-XV截取的截面圖。
具體實施例方式參照圖3，可以看到根據本發明的一個優選實施方式的用於飛行器的發動機組件 1，此組件1固定在飛行器的機翼(未示出)下方。整體上，發動機組件1(也叫做集成推進系統)由渦輪噴氣發動機2、發動機艙 3 (為了清楚的原因，用虛線示出)和裝配有渦輪噴氣發動機的懸掛裝置的懸掛架4，所述懸 掛裝置優選地由多個發動機緊固件6a，6b，8組成，這些緊固件固定地連接在懸掛架的剛性 結構10上(在此圖3中，緊固件6b被緊固件6a遮蓋)。作為說明，應當注意，組件1包括 另一組緊固件(未示出)，該另一組緊固件用於確保將此組件1懸掛在飛行器機翼的下方。
在以下全部描述中，按照慣例，將X稱為懸掛架4的縱向方向，也可將其看作渦輪 噴氣發動機2的縱向方向，所述方向X平行於渦輪噴氣發動機2的縱向軸線5。另一方面， 將Y稱為相對於懸掛架4橫向定向的方向，也可將其看作渦輪噴氣發動機2的橫向方向，並 且，Z是豎直或高度方向，這三個方向X，Y和Z相互垂直。另一方面，術語「前」和「後」是相對於在由渦輪噴氣發動機2施加推力之後飛行 器的前進方向來說的，此方向用箭頭7示意性地表示。在圖3中，可以看到，僅示出了發動機緊固件6a，6b，8和懸掛架4的剛性結構10。 該懸掛架4的其它未示出的組成元件(例如，將剛性結構10懸掛在飛行器機翼下方的懸掛 裝置，或確保系統的分離和支持的同時支撐空氣動力學整流罩的輔助結構)是與現有技術 中遇到的元件相同或相似的並且對於本領域的技術人員來說已知的傳統元件。因此，將不 給出所述元件的詳細描述。另一方面，渦輪噴氣發動機2具有與圖1所示的渦輪噴氣發動機相同或相似的 設計，即在前部包括限定環形風扇通道14的大尺寸的風扇殼體12、中間殼體21和結構臂 17 (未在圖3中示出)，也叫做出口導向葉片，以及具有後端19的中心殼體16。如從前述部分理解的，這裡優選地涉及具有高流量比的渦輪噴氣發動機。如可在圖3中看到的，第一前發動機緊固件6a和第二前發動機緊固件6b均相對 於平面P1對稱地固定至風扇殼體12，平面P1叫做第一徑向平面，其由軸線5和Z方向限 定，該平面P1經過也固定在風扇殼體12上的第三前發動機緊固件8，所有三個緊固件均優 選地由垂直於軸線5的平面穿過。現在參照圖4，可以看到，示意性地示出的第一緊固件6a和第二緊固件6b實際上 相對於渦輪噴氣發動機的第一徑向平面P1對稱地布置，並優選地均布置在風扇殼體12的 外圍環形部分上，更精確地布置在此相同部分的後部上。在該優選實施例中，這兩個緊固件 布置在被稱為渦輪噴氣發動機的第二徑向平面的平面P2中，該平面P2與第一徑向平面垂 直，並且因此是水平的。因此，這些緊固件6a，6b在殼體12上的兩個連接點6』 a和6』 b被 設置為使得第二平面P2位於這兩個點6』 a和6』 b之間，並且，在沿著軸線5的正面圖中， 此相同殼體上設置有發動機緊固件8的連接點8』，如圖5所示。在沿著軸線5示出的此圖中，可以看到，以縱向軸線5為中心的在第三和第一發動 機緊固件的固定點8』和6』 a之間的角度A1嚴格地大於90°且小於或等於120°，並優選 地介於90°和110°之間(但不包括90°和110° )，甚至介於90°和100°之間(但不包 括90°和100° )。同樣地，以縱向軸線5為中心的在第三和第二發動機緊固件的固定點 8』和6』 b之間的角度A2大於或等於240°並且嚴格地小於270°，並優選地介於250°和 270°之間(但不包括250°和270° )，甚至介於260°和270°之間(但不包括260°和 270° )。緊固件6a，6b的此布置允許對發動機緊固件8施加更大的力，因此限制了在現有 技術的實施方式中遇到的通過設置在平面P2中的第一和第二發動機緊固件引起的風扇殼 體的「橢圓化」作用。無論怎樣，該布置是優選地，本發明還適用於發動機緊固件6a，6b，8的 其它布置作為說明，應當注意，以傳統的方式製造發動機緊固件6a，6b，8，例如，集成配件和 銷釘的類型，上述固定/連接點6』 a, 6' b，8對應於這些緊固件的結構和風扇殼體的結構之間的接觸點。如圖4中的箭頭示意性地示出的，第一和第二前發動機緊固件6a，6b中的每一個 均被設計為可以吸收由渦輪噴氣發動機2沿著X方向和沿著Z方向產生的力，但是不吸收 沿著Y方向施加的力。以此方式，彼此遠離的兩個緊固件6a，6b共同確保沿著X方向施加的力矩的吸收， 並確保沿著Z方向施加的力矩的吸收。仍參照圖4，可以看到，位於風扇殼體12的最高部分 上，由此位於環形外圍部分的最高部分上的第三前緊固件8被設計為可以吸收由渦輪噴氣 發動機2沿著X方向和Y方向產生的力，但是不吸收沿著Z方向施加的力。以此方式，該第 三緊固件8和緊固件6a，6b共同確保吸收沿著Y方向施加的力矩。此非限制性構造的優點在於所有發動機緊固件均安裝在風扇殼體上，使得這些 緊固件不幹擾輔助流(flux secondaire)，從而導致發動機的整體性能顯著增加。另外，三 個緊固件共同形成均衡的吸收系統。現在參照圖6，可以看到懸掛架4的剛性結構10的一個實施例。首先，指出，優選 地設計此剛性結構10(也叫做主要結構)，使得其相對於上述徑向平面P1對稱，即，相對於 由渦輪噴氣發動機2的縱向軸線5和Z方向限定的豎直平面對稱。作為說明，這通常是當 發動機懸掛或安裝在機翼上時的情況，但是並非必須是當其裝配在機身後部時的情況。事 實上，在參照圖8和圖9將會詳細描述的後一種情況中，剛性結構10根據其相對於機身後 部的方向而能夠具有另一對稱平面，例如，基本平行的或相對於水平面傾斜的對稱平面，或 甚至是沒有任何對稱平面。當將在後面描述的兩個側向箱體具有不相同的圓周長度時發生 此情況，這兩個側向箱體連接被稱為中心箱體的縱向箱體且布置在該縱向箱體兩側。因此，剛性結構10包括縱向箱體22(叫做縱向中心箱體，也叫做扭矩箱體)，其在 X方向上且平行於X方向從結構10的一端延伸至另一端。作為說明，可通過裝配兩個在平 行平面XZ中沿著X方向延伸的側縱梁或側板30來形成該箱體22，並且，兩個側板通過橫向 肋25彼此連接，橫向肋25被定向在平行平面YZ中。另外，還提供上縱梁35和下縱梁36， 以封閉箱體22。兩個側向箱體24a，24b將補全剛性結構10，剛性結構的中心箱體22位於所述結構 10的上部處，這兩個箱體24a，24b中的每一個與扭矩中心箱體22連在一起，並沿著Y方向 從所述中心箱體兩側且向下伸出。作為說明，應當注意，在不背離本發明的範圍的前提下， 箱體22，24a, 24b可被實現為僅形成單個唯一的箱體。優選地，所述側向箱體在中心箱體22的前部在其兩側連接，每個側向箱體均具有 封閉內部殼體26a，26b(也叫做下殼體)，所述內部殼體朝著渦輪噴氣發動機定向並共同限 定虛擬表面32的一部分，該虛擬表面是基本上具有圓形截面的圓柱形，並具有平行於中心 箱體22且平行於X方向的縱向軸線34，如在圖6中看到的。另一方面，所述兩個殼體26a，26b均具有至少一個這樣的部分，該部分具有適於 能夠定位在此虛擬表面32周圍且與其接觸的適當的曲率。有利地，因此所述殼體26a，26b 參與輔助流環形通道(未示出)的外部徑向界定，已知也考慮在這些封閉殼體上提供聲音 保護塗層，不管是在內表面上還是外表面上。可替代地，在不背離本發明的範圍的前提下， 可使得側向箱體完全位於風扇殼體上。另外，側向箱體24a(這裡，與側向箱體24b相同且對稱)包括箱體封閉外部殼體44a,同時，側向箱體24b也包括箱體封閉殼體44b。封閉殼體44a，44b (也叫做上殼體)均優選地組成發動機艙的外部空氣動力學表 面的一部分，產生的有利結果是，懸掛架的至少一部分是發動機艙的組成部分。圖7示出了沿著橫向平面P』截取的截面圖，該橫向平面以任意方式穿過側向箱體 24a，24b。在此圖中，可以看到，兩個箱體封閉內部殼體26a，26b用其外表面的一部分限定 具有圓形截面的基本圓柱形的虛擬表面32的一部分。應當注意，為了產生從風扇的環形通 道14排出的輔助流的最小幹擾，圓柱形虛擬表面32的直徑優選地與風扇殼體12的環形部 分的圓柱形外表面的直徑基本相同。當然，此特徵與旨在設置內殼26a，26b參與輔助流環 形通道的外部徑向界定的特徵一致。另外，如可在圖7中看到的，中心箱體22的元件僅伸入由虛擬表面32限定的空間 38內部一較小距離，使得這些元件不明顯地幹擾輔助氣流的流動。這由這樣的事實來解釋 側向縱梁30在Z方向上具有相對於虛表面32和外表面18的直徑非常小的高度。共同參照圖6和圖7，殼體26a，44a通過前封閉框架28a和後封閉框架46a彼此連 接，因此，這些框架28a，46a橫向地定向並分別位於箱體24a的前部和後部。另外，位於平 面P2下方的封閉板48a封閉箱體24a的下部，並且因此與殼體26a，44a和框架28a，46a的 下端連接。自然地，側向箱體24b包括元件26b，44b，28b，46b和48b，分別與箱體24a的元件 26a, 44a, 28a, 46a和48a相同，這兩個側向箱體例如易於優選地以鉸接的方式支撐發動機
艙的整流罩。優選地，兩個殼體26a和26b被一體實現，並在所述殼體的上部處通過連接板50 彼此連接，連接板50沿著平面XY定向並與中心箱體22的下縱梁36接觸。類似地，也可設 置兩個前封閉框架28a，28b被一體實現，並在所述框架的上部處通過箱體22的前封閉框架 31彼此連接，此框架31沿著平面YZ定向。因此，在此構造中，一體形成的框架28a，28b，31 布置在相同的平面YZ中，並構成懸掛架4的剛性結構10的前端。因此，懸掛架4的剛性結構10完全適於支撐前發動機緊固件6a，6b，8，因為所述發 動機緊固件能夠輕鬆地固定在一體形成的橫向部件上，該橫向部件集成有框架28a，28b和 31的，如圖1所示，並具有例如通常U形的形狀，就像正面圖中的剛性結構的組件一樣。可考慮一種替代的解決方案，其中，側向箱體形成半圓柱形桶並且不是U形，然後 在箱體下方設置附加的結構元件，以便使得第一和第二發動機緊固件位於第二徑向平面P2 下方。此構造在通過豎直運動從下方將渦輪噴氣發動機安裝在懸掛架上的情況中尤其有 利。作為說明，用金屬材料(例如，鋼、鋁、鈦)，或用複合材料(優選地，具有碳)，來制 造已經描述的剛性結構10的所有組成元件。側向箱體24a，24b事實上可具有不同的周長，主要在將發動機組件懸掛在機身後 部的情況中，那麼也確定，在這種情況中，在不背離本發明的範圍的前提下，這些側向箱體 可在與所述中心箱體的前部不同的另一位置與中心箱體22連接。為此，這裡參照圖8和圖9，看到屬於根據本發明的另一優選實施方式的發動機組 件的懸掛架的剛性結構10，其特性與飛行器機身80的後部相關。
此剛性結構10具有與在上述實施方式中描述的設計基本相同的設計，如由與之 前描述的相同元件相同或相似的元件相應的參照數字所證明的。可以看到，由懸掛在機身80的後部產生的主要差異在於所述剛性結構10的傾斜， 在兩個側向箱體24a，24b的範圍內，現在整體形成基本圓柱形的外殼/殼體的一部分，其不 再位於上半直徑周圍，而是布置在所述相同的渦輪噴氣發動機(未示出)的基本側向的半 直徑周圍。更精確地，優選地設計剛性結構10，以相對於徑向平面P1對稱，該徑向平面P1不 再是豎直的，而是由渦輪噴氣發動機2的縱向軸線5和垂直於X方向的第一方向Z』限定， 此第一方向V相對於分別對應於渦輪噴氣發動機的豎直和橫向方向的上述Z和Y方向傾 斜。優選地，所述平面P1可以以一定角度(例如，相對於水平面，即相對於任何XY平面，在 大約10°和60°之間)遠離機艙80的同時上升。第一前發動機緊固件6a和第二前發動機緊固件6b均相對於上述平面P1以對稱 的方式固定在風扇殼體上，如圖8所示。因此，第一和第二前發動機緊固件6a，6b相對於緊 固件8設置在垂直於P1的徑向平面P2上方。這裡，可總結為徑向平面P2位於兩個緊固 件6a，6b與發動機緊固件8之間。這裡，用縱向軸線5和垂直於方向X且垂直於第一方向Z』的第二方向Y』限定平 面P2，由此使得也相對於Z和Y方向傾斜。如圖8中的箭頭所示意性地示出的，將第一和第二前發動機緊固件6a，6b均設計 為吸收由渦輪噴氣發動機2沿著X方向和沿著第一方向Z』產生的力，但是不吸收沿著Y』 方向施加的力。以此方式，兩個緊固件6a，6b彼此大幅度隔開，共同確保吸收沿著方向X施加的力 矩的和沿著方向Z』施加的力矩。仍參照圖8，可以看到第三前發動機緊固件8，其示意性地示出並也固定在風扇殼 體(未示出)的外圍環形部分，優選地也固定在該部分的後部。關於此第三前發動機緊固 件8，其由上面指出的平面P1虛擬地穿過，該第三前發動機緊固件8被設計為能夠唯一地吸 收由渦輪噴氣發動機2沿著x方向和沿著r方向產生的力，因此不吸收沿著Z』方向施加 的力。以此方式，所述第三緊固件8與兩個其它緊固件6a，6b共同確保吸收沿著第二方 向r施加的力矩。最後，即使未示出，應當注意，優選地設置在剛性結構10上，尤其是在側向箱體 24a, 24b上，安裝一個或多個發動機艙整流罩。在圖10至圖12中，示出了本發明的一個特性，其中，渦輪噴氣發動機集成有加固 結構，該加固結構將風扇殼體和中心箱體連接一起。在圖中，將渦輪噴氣發動機2示出為在 這樣的位置，例如，當其懸掛在機翼下方時所採用的位置。然而，可對渦輪噴氣發動機的任 何定位考慮所述實施方式，特別是當將其安裝至機身後部時，例如圖8和圖9所示的。首先，提供用於傳遞力的環形結構60 (也叫做輪緣或環)，其圍繞以軸線5為中心 的中心殼體16。與中心殼體16徑向隔開的此環60通過安裝裝置62與中心殼體機械地連 接，該安裝裝置例如是連杆類型的，例如將在下文中詳細描述的。優選地，此環60朝著中心 殼體16的後部定位，例如在燃燒室的下遊，更優選地在渦輪機間殼體處並與固定的結構元件相對，理想地在高壓渦輪機殼體的端部。為了更好的支撐，其優選地位於渦輪噴氣發動機 的傳動軸軸承的正前方。首先，提供形成剪應力平面的加固結構，其與第一和第二發動機緊固件6a，6b均 相配合。因此，關於第一發動機緊固件6a，在徑向虛擬平面66a中布置形成剪應力平面的 加固結構64a，該徑向虛擬平面66a穿過軸線5，也通過所述緊固件6a的固定點6』 a。如在圖11中更容易看到的，結構64a優選地採用基本三角形的平面形狀，可能具 有孔以減小質量。該三角形在第一固定點68a處固定連接至環60，並且在第二固定點70a 處固定連接在風扇殼體12處、在位於虛擬平面66a中的點6』 a的附近，以及在第三固定點 72a處固定連接至結構臂17和中間殼體21之間的連接處。因此，形成剪應力平面的三角形 結構64a具有平行於位於虛擬平面66a中的結構臂17且沿著結構臂17的底部，這裡，該虛 擬平面相對於Y和Z方向由於緊固件6a在徑向平面P2下方的偏移而傾斜。這裡，三角形加固結構(其位於虛擬平面66a中)是徑向的，也就是說，其穿過縱 向軸線5。然而，其可以另外的方式設置，也就是說，平行於縱向軸線5，不與其集成。尤其 是當結構臂本身不是徑向的，而是在橫向平面中傾斜以便其軸線不與縱向軸線5交叉。在 這種構造中，仍優選地這樣布置三角形結構64a具有平行於結構臂17且沿著結構臂17的 底部，該結構臂位於虛擬平面66a中。換句話說，優選地設置三角形結構64a位於一個結構 臂17的後延長部分中，因此，所述結構臂和結構64a位於相同的虛擬平面66a中。應當注 意，此特徵還可應用於下面描述的其它加固結構中每個。以相同的方式，對第二緊固件6b採用相同或相似的設計。因此，在圖中，與布置在 徑向虛擬平面66b中的形成剪應力平面的加固結構64b相關的元件的參考數字具有字母 「b」，以此代替加固結構64a相關的相同元件所用的字母「a」。因此，結構64a，64b相對於徑向平面P1對稱，徑向平面P1還對應於另一徑向虛擬 平面66c，形成剪應力平面的第三加固結構64c位於該平面中，該剪應力平面與第三發動機 緊固件8連接(attach^)。為此，應當注意，在考慮發動機緊固件6a，6b設置在平面P2中 而非設置在該平面下方的情況下，兩個徑向虛擬平面64a，64b與該平面重合。而且，此處，在圖中，與布置在徑向虛擬平面66c中的形成剪應力平面的加固結構 64c相關的元件的參考數字，具有字母「c」，以此代替加固結構64a相關的相同元件所用的 字母「a」。三個結構64a，64b，64c優選地是基本上相同的，整體上允許加固中心殼體16，從 而限制其彎曲，即使是在虛擬平面66a，66b，66c中施加慣性應力的情況中，虛擬平面66c對 應於豎直平面。另外，這些加固結構允許限制虛擬平面中的和靠近虛擬平面的結構臂17的 變形，有利地導致限制風扇殼體12的「橢圓化」作用。優選地，結構64a，64b，64c在分離(bifurcation)渦輪噴氣發動機的輔助流中的 空氣中均起作用；這些分離在構成空氣動力學表面的同時具有集成系統的通道和/或進行 聲音處理的主要功能。最後，為了保持均衡均衡地吸收力，加固結構與所述懸掛架沒有直接的機械連接， 並且與發動機艙也沒有直接的機械連接。現在參照圖13和圖14，可以看到安裝裝置62的一個優選實施方式，該安裝裝置位於用於傳遞力的環形結構60和中心殼體16之間。首先，應當注意，上述固定點68a，68b，68c均在環60中形成力引入點，這些力弓丨入 點沿著環周向地分布。另外，由於與這些點68a，68b，68c相關的上述加固結構的優選徑向 方向，對環施加的力也徑向地定向，也就是說，穿過經過軸線5的方向，該環同樣以該軸線 為中心。然而，在不背離本發明的範圍的前提下，可將加固結構以除了徑向以外的方式定向。至少一個連接杆62與這三個點68a，68b，68c的每個連接，沿著圖13中的軸線5 從正面看，每個連接杆相對於中心殼體16成切線地設置。更精確地，連接杆62均優選地基 本上設置在渦輪噴氣發動機的同一橫向平面中。優選地，單個連接杆62由上點68c和下點68a，68b中的每一個形成。對於每個連接杆62，其設置有由球窩連接方式連接在中心殼體16上的內端62a， 和由球窩連接方式連接在環60上的外端62b。更具體地，將此外端62b布置為例如在正面圖 中被徑向虛擬平面66a，66b，66c穿過，該虛擬平面穿過縱向軸線5和相關的力引入點68a， 68b，68c。作為說明，通常，由此可見，對於給定的發動機緊固件，緊固件在風扇殼體上的固 定點、相關的加固結構在風扇殼體上的固定點、加固結構本身、在此環上形成加固結構的固 定點的該環中的力引入點、以及相關連接杆的外端均布置在同一徑向虛擬平面中，因此，連 接殼體12和16的一個結構臂也優選地位於該虛擬平面中。用於固定連接杆62的端部的球窩類型允許更好地管理中心殼體相對於包圍其的 環形結構60在徑向方向上和在縱向方向上的熱膨脹。事實上，當中心殼體膨脹時，具有如 上所述定位的球窩連接杆能夠輕鬆地伴隨中心殼體在這兩個方向上的變形，不會引起有害 的應力。另外，如在圖13中看到的，這三個連接杆62b均在相同的圓周方向上從其外端延 伸，例如，如已示出的順時針方向。通過此構造，在環60和殼體16或連接杆62之間具有熱 差膨脹的情況中，環60可圍繞中心殼體16轉動，同時仍與所述中心殼體保持同軸。更具體地參照圖14，詳細描述了作用在力引入點68a處的力的重新分配，其它兩 個點68b，68c類似。在力引入點68a處，來自相關加固結構64a的力76基本上徑向地布置，更具體地 布置在相應的徑向虛擬平面66a中。一方面通過連接杆62中的壓縮力或牽引力78並且另 一方面由環60中的必須基本切向的力80來吸收徑向力76，該力80也叫做薄膜力。為此， 在環的三個力引入點中的每個處，其趨向於抵抗由基本切向的力施加的加固結構的機械應 力，從而限制橢圓化的危險。在示出了一個替代實施方式的圖13a中，除了以上參照圖13描述的三個連接杆62 以外，將提供適當放置的第四連接杆62。事實上，為了均勻地重新分配力，從負載引入點68a，68b，68c分別引出的三個連 接杆與第四連接杆62相配合，該第四連接杆62將環60連接在殼體16上，此第四連接杆相 對於附接至第三發動機緊固件的連接杆是對稱設置的，例如對於由軸線5構成的中心是中 心對稱的。因此，在正面圖中，也將外端62b布置為被徑向虛擬平面66c穿過，該虛擬平面 66c穿過縱向軸線5和相關的力引入點68c。另外，如在圖13a中看到的，三個連接杆由此均在相同的圓周方向上從其外端62b延伸，例如，如已示出的順時針方向。仍在此處，在環60和殼體16或連接杆62之間具有熱 差膨脹的情況中，環60可圍繞中心殼體16轉動，同時仍與所述中心殼體保持同軸。此外， 在第一和第二發動機緊固件布置在平面P2的特殊情況下，切向於殼體16的四個連接杆62 以由縱向軸線5構成的中心對稱地分布。在示出了另一實施方式的圖15中，以上述方式設置的連接杆62仍與環60連接， 環60本身不僅與力引入點68a，68b，68c連接，而且還由輔助流88的環形通道的內部徑向 定界的結構86(IFS，入口風扇結構)支撐。作為說明，此結構86相對於輔助流環形通道的 外部徑向定界的結構90(0FS，出口風扇結構)朝著內部徑向地設置，其本身位於懸掛架的 側向箱體的內部殼體的後延長部分中。在這種情況中，如上所述，實際上可設置，沿著內部結構80延伸的加固結構64a， 64b，64c在分離渦輪噴氣發動機的輔助流中的空氣時起輔助作用。在圖13至圖15中，將渦輪噴氣發動機2示出為處於這樣的位置，例如當該渦輪噴 氣發動機懸掛在機翼下方時所採用的位置。然而，對於渦輪噴氣發動機的任何定位，尤其當 其位於機身的後部時，可考慮如上所述的安裝裝置62的特定結構，例如如圖8和圖9所示。當然，本領域的技術人員可對已經描述的唯一地作為非限制性實例的飛行器發動 機組件1進行各種修改。在這點上，應當注意，分別在圖3至圖9中和在圖13至圖15中示 出的兩個可選特徵已經被組合描述，但是，在不背離本發明的範圍的前提下，可以只提供一 個特徵。
權利要求
一種用於飛行器的發動機組件(1)，其包括 渦輪噴氣發動機(2)，其包括風扇殼體(12)、相對於所述風扇殼體徑向向內設置的且通過多個結構臂(17)連接至所述風扇殼體的中間殼體(21)、以及向後部延伸所述中間殼體的中央殼體(16)； 懸掛架(4)，其具有剛性結構(10)和將所述渦輪噴氣發動機(2)懸掛在所述剛性結構(10)上的懸掛裝置，所述懸掛裝置包括第一、第二和第三前發動機緊固件(6a、6b、8)，所述前發動機緊固件用於吸收施加至所述風扇殼體的推力，並被設置為使得所述第三前發動機緊固件(8)穿過所述渦輪噴氣發動機的第一徑向平面(P1)，並且使得所述第一和第二前發動機緊固件(6a、6b)設置在所述第一徑向平面(P1)的兩側；並且 用於傳遞力的環形結構，其圍繞所述中央殼體(16)並通過所述安裝裝置(62)機械地連接至所述中央殼體，其特徵在於，所述第一和第二前發動機緊固件(6a、6b)中的每一個與形成剪應力平面的加固結構(64a、64b)配合，所述加固結構固定地連接在以下位置 在所述環形結構處的第一固定點(68a，68b)處； 在所述風扇殼體處的第二固定點(70a，70b)處，並且； 在所述結構臂(17)或者中間殼體(21)處的在第三固定點(72a，72b)處；所述加固結構(64a、64b)沿著虛擬平面(66a、66b)延伸，所述虛擬平面平行於所述渦輪噴氣發動機的縱向軸線(5)或者穿過該縱向軸線，並且所述虛擬平面還穿過位於所述風扇殼體(12)上的所述前發動機緊固件(6a、6b)的固定點(6』a，6』b)。
2.根據權利要求1所述的用於飛行器的組件(1)，其特徵在於，所述第三固定點(72a， 72b)位於所述中間殼體(21)和所述結構臂(17)之間的連接處。
3.根據上述權利要求中任一項所述的用於飛行器的組件(1)，其特徵在於，每個加固 結構(64a，64b)都採用三角形的大體形狀。
4.根據上述權利要求中任一項所述的用於飛行器的組件(1)，其特徵在於，用於吸收 推力的所述第一和第二前發動機緊固件(6a，6b)相對於所述第一徑向平面(Pl)對稱設置， 所述第一徑向平面由所述渦輪噴氣發動機的縱向軸線(5)和所述渦輪噴氣發動機的第一 方向(Z，V )定義，所述縱向軸線平行於所述渦輪噴氣發動機的縱向方向(X)，所述第一方 向垂直於所述縱向方向(X)。
5.根據權利要求4所述的用於飛行器的組件(1)，其特徵在於，所述第一和第二前發 動機緊固件(6a，6b)中的每一個都被設計為吸收所述渦輪噴氣發動機(2)沿所述縱向方向 (X)和所述第一方向(Z，V )施加的力，並且其特徵在於，所述第三前發動機緊固件(8)被 設計為吸收所述渦輪噴氣發動機(2)沿所述縱向方向(X)和第二方向(Y，Y』 )施加的力， 所述第二方向垂直於所述第一方向(Z，Z』 )和所述縱向方向(X)。
6.根據權利要求5所述的用於飛行器的組件(1)，其特徵在於，所述渦輪噴氣發動機 (2)的第一方向對應於所述渦輪噴氣發動機的豎直方向(Z)，並且其特徵在於，所述渦輪噴 氣發動機(2)的第二方向對應於所述渦輪噴氣發動機的橫向方向(Y)。
7.根據上述權利要求中任一項所述的用於飛行器的組件(1)，其特徵在於，所述第三 前發動機緊固件(8)與形成剪應力平面的加固結構(64c)配合，所述加固結構(64c)固定 地連接在以下位置-在所述環形結構處的第一固定點(68c)處； -在所述風扇殼體處的第二固定點(70c)處，並且； -在所述結構臂(17)或者所述中間殼體(21)處的第三固定點(72c)處， 所述加固結構(64c)沿虛擬平面(66c)延伸，所述虛擬平面(66c)平行於所述渦輪噴 氣發動機的縱向軸線(5)或者穿過該縱向軸線，並且所述虛擬平面(66c)還穿過所述風扇 殼體(12)上的所述第三前發動機緊固件(8)的固定點(8』)。
8.根據上述權利要求中任一項所述的用於飛行器的組件(1)，其特徵在於，所述加固 結構與所述懸掛架沒有直接的機械連接。
9.一種飛行器，其特徵在於，所述飛行器包括至少一個根據上述權利要求中任一項所 述的用於飛行器的發動機組件(1)，所述發動機組件組裝在所述飛行器的機翼或者機身後 部上。全文摘要
本發明涉及一種用於飛行器的發動機組件，其包括環形結構(60)，該環形結構圍繞中央殼體(16)並通過緊固件安裝裝置(62)連接到該中央殼體。第一和第二發動機緊固件(6a，6b)中的每一個都與形成剪應力平面的加固結構(64a，64b)配合，該加固結構被固定地連接在以下位置在環形結構處的第一固定點(68a，68b)處；在風扇殼體處的第二固定點(70a，70b)處，並且；在結構臂或者中間殼體處的第三固定點(72a，72b)處；所述加固結構沿徑向虛擬平面延伸，該徑向虛擬平面穿過風扇殼體上的所述緊固件(6a，6b)的固定點。
文檔編號F02C7/20GK101959759SQ200980106753
公開日2011年1月26日 申請日期2009年2月27日 優先權日2008年2月28日
發明者弗雷德裡克·茹爾納德, 德爾菲娜·雅爾貝 申請人:空中巴士運作股份公司