包括發動機以及用於該發動機的底座的飛機發動機組件的製作方法

2023-05-17 05:13:41

專利名稱：包括發動機以及用於該發動機的底座的飛機發動機組件的製作方法
技術領域：
本發明通常涉及用於被定位在飛機機翼與發動機之間的發動才幾固定吊架(securing pylon )領域，並且更具體地，涉及一種包4舌 所述發動才幾固定吊架的發動4幾組件。本發明可以用在配備有例如渦4侖噴氣發動4幾(turbojet engine ) 或渦4侖風扇發動才幾(turboprop engine )的4壬4可類型的飛4几上。這種類型的固定吊架，也被稱為"EMS"(發動機安裝結構， Engine Mounting Structure),可以用來例如4誇渦4侖噴氣發動才幾懸桂 在飛扭4幾翼下方，或者用來將該渦4侖噴氣發動才幾安裝在該相同才幾翼 的上方。
背景技術：
^是供所述發動才幾底座(engine mount)以在諸如渦4侖噴氣發動 機的發動機與飛機機翼之間形成連接界面。發動機底座使得與其相 關的渦輪噴氣發動機所產生的載荷被傳輸至機身，並且還提供了用 於燃衝+管道、電氣和液壓系統、以及發動4幾與飛4幾之間的空氣的路徑。為了保證載荷傳輸，發動才幾底座包括通常為"箱體"型的剛性結構，即，該剛性結構是通過將上翼梁(spar)和下翼梁組裝在一 起而形成並且包4舌經由4黃向翼肋而結合在一起的兩個側鏍j反。並且，發動機底座設置有插入在渦輪噴氣發動機與發動機底座 的剛性結構之間的安裝系統(mounting system ),這個系統總體上包 括至少兩個發動機附件(attachment,連4妄件)，通常為前部附件和 後部附件。此外，安裝系統包括用於轉移由渦輪噴氣發動機產生的推力載 荷的推力底座裝置(thrust mount device )。在現有4支術中，這個裝 置例如是兩個側推力連結件(link)的形式，這兩個連結件首先連 接至渦輪噴氣發動機的風扇殼體(風扇箱，fancase)的後部，並且 隨後連接至固定於發動機殼體的後部發動機附件。類似地，發動機底座還包括插入在該發動機底座的剛性結構與 飛枳^幾翼之間的第二安裝系統，這個第二系統通常由兩個或三個附 件組成。最後，發動機底座設置有用於在承載氣動整流裝置時分開並支 撐不同系統的次級結構，後部氣動整流裝置通常從機翼的後緣(尾 糹彖，trailing edge )朝向後部突出。此外，發動機組件一般配備有用於箱體的熱保護系統，其中箱 體包括優選^皮通風且位於該同 一箱體的前部並處在下翼梁下方的 管道。然而，管道中的氣流速率較低的這種管道僅提供剛性結構的 有限冷卻，並且在任4可情況下只位於剛性箱體的前部。發明內容因此，本發明的目的是提供一種飛機發動機組件，其至少部分 地克服了與現有技術的實施方式有關的上述缺點，並且還提供了 一 種具有至少 一 個所述發動機組件的飛機。為此目的，本發明的主題就是一種包括發動機和發動機底座的 飛機發動機組件，這個發動機底座首先包括也被稱為主結構的剛性 結構，該剛性結構具有優選地設置有下翼梁型的下部結構元件的箱 體，並且發動4幾底座隨後包括插入在發動4幾與剛性結構之間的安裝 系統，佳L得注意的是該安裝系統包括後部發動才幾附件，並且該組件 還設置有用於箱體的熱保護系統，其中箱體包括管道，該管道優選 被通風並且形成為在箱體與發動才幾之間延伸的熱屏障，因此，如果 發動機用於懸掛在飛機機翼的下方，則管道優選地在這個下翼梁下 方並且沿著它的長度延伸。才艮據本發明，管道朝向後部延伸超出後 部發動機附件。因此，因為管道保護了下翼梁的非常大的部分，並且自然地當 發動機待被懸掛在機翼下方時，利用根據本發明的這種設置可以實 現箱體的非常令人滿意的冷卻。因此，這個管道的存在為可以4吏用 複合材料來製造剛性結構的箱體做出了貢獻，因此，與現有技術的 金屬剛性結構相比，複合材坤牛製成的剛性結構的重量可以大大降 低。並且，還應該理解，這個管道的後端延伸超過後部發動機附件 併到達一位置處，其中在該位置處的壓力基本上〗氐於該發動才幾附件 上遊出現的壓力。因此，當管道是"通風"型時(即，氣流流經通 過它)由於在管道出口處遇到的強烈抽吸，所獲得的壓力差顯著大 於現有技術中出現的壓力差，因此使得該氣流具有實質性的增加並 且因此使得箱體熱保護系統的效力增加。ot匕外，因為管道的後端4立於後部發動才幾附4牛的後部，因此^艮容易使得該端部通向進入到發動機氣流中，並且因而使用從作為附加 推力產生裝置的通風管道中噴出的空氣。優選地，通風管道具有通向發動才幾底座的後部氣動整流裝置(fairing)的外壁的後端，該後部氣動整流裝置完全位於相對於後 部發動一幾附^f牛的後方。從空氣動力學的觀點來看這個結構是極其有利的。上述整流裝 置(也^皮稱為"防護罩(shield)"或"後吊架整流裝置(Aft Pylon Fairing)"並且通常朝向才幾翼的後桑彖的後部突出) 一般受發動才幾氣流 的影響，這造成了不可忽視的阻力，在性能方面相對受到限制。通 過提供通向整流裝置外壁的這種端部，有可能將整流裝置浸入在保 護整流裝置免受發動機氣流影響的空氣隔間(airspace)中。因此， 由熱的發動才幾的氣流對下部後部整流裝置的影響減小而產生的阻 力(drag)與現有技術相比大大降低了，這有利地引起性能提高。在這方面，為了同時地增加由通風空氣產生的推力、提高熱保 護系統的效能、並增強對後部氣動整流裝置的保護以抵抗發動機氣 流的影響，通風管道的後端優選地位於該整流裝置的中斷/分開處， 以便增加抽吸並因此獲得甚至更大的壓力差。上述解決方案的一個可替換方案可以包括提供通風管道的後 端使其通向發動才幾底座的後吊架整流裝置的內部。在所述情況中， 隨後有利地在該整流裝置後部提供空氣出口以保證通風空氣的抽 出，該開口可以與可4空的移動結構相連，該可4空的移動結構可以相 對於它的位置來調節所述整流裝置的氣動形狀。利用移動結構優選 沿開口定位的所述設置，移動結構的引導(pilot)可以減少/增加離 開設置在該整流裝置上的開口的空氣的抽吸，這取決於該整流裝置 是否具有限定一個或多個中斷的構造，其中該中斷用於產生底部牽制效應(阻力效應)以產生大量空氣抽吸，或者取決於是否具有限 定基本連續的氣動形狀而沒有任何中斷的構造，以使得最小阻力成 為可能。箱體與發動才幾之間固定安裝在箱體上的組塊(block),並且如果發 動機將被懸掛在飛機機翼的下方，則該組塊優選地在箱體的下翼梁 的下面，這個結構組塊(structural block )此時被稱為具有用於後部 發動才幾附件的固定界面的下部結構組塊。因此，在發動機用於將被懸掛在飛機機翼下方的非限制性情況 中，藉助於下部結構組塊，該設置整體上使得後部發動機附件相對 於箱體向下偏移，因此該下部結構組塊類似於閥杆(stem)或尾撐 (shoe)那才羊形成剛性結構的一體部分。與剛性結構-f又由箱體組成 的現有技術實施方式相比，添加這個組塊能夠提供很多優點，包括 將該同一箱體與自發動才幾底座懸掛的發動才幾相分隔開的優點在內。 結果，箱體經受的熱環境遠不如在之前實施例中遇到的那樣苛刻，梁上。因此，利用這些較不苛刻的熱環境，可以考慮使用對熱較不 敏感的材料來製造剛性箱體，諸如上述已經提及的複合材料。在所 述情況中，對於整個發動才幾底座，這可以有利地導致相當大的重量增力口。此外，它使得可以將結構組塊的設計與箱體的設計相分開，其 中結構組塊的設計實質上由確保傳輸從後部發動機附件產生的載 荷的這種需要而決定，而箱體的尺寸設置主要與箱體所承載的機翼 界面有關係。這個特別的方面暗示組塊具有比箱體的寬度小很多的 寬度，從而在氣動性能水平方面提供了相當大的優勢，這是因為將 是小寬度的組塊處在次級空氣流中，而不再是較大寬度的箱體的下部處於其中。因此，直接在後部發動機附件上方的氣動擾動與先前 遇到的那些相比^皮極大地降低了 。並且，顯然應當理解，箱體的幾何形狀不再受要靠近發動機殼體(case)定位的這種需要的影響，這是因為這個功能可以被固定 安裝到該箱體上的下部結構組塊完全取代。因此，箱體的幾何形狀 也可得以顯著簡化，如同通過提供從剛性結構一端到另 一端的平面 下部箱體表面使得箱體的製造可以顯著簡化一樣。因此，箱體的重 量減小並且被極好地優化到箱體的下部有利地不再包含實質寬度 偏移的程度，而該偏移的目的僅在於使它靠近發動機殼體。最後，應該指出，因為組塊/人箱體向下突出並且<又<又在剛性結 構的短的縱向長度上延伸，所以可以容易地考慮到管道或類似元件 有可能穿過該同 一 結構組塊。因此對於諸如熱交換系統的發動才幾底的後部，這在現有技術中需要經過相對難以通過的箱體。此外，這個選擇也可用於箱體的熱保護系統，因此熱保護系統 的通風管道可以經過結構組塊，這種解決方案形成了相對簡單的方 式，通過這種方式將通風管道的後端引到被前述組塊承載的後部發 動才幾附Y牛的下遊。再次優選地，優選通風管道位於箱體的下翼梁的下方並且遠離 它，使得通風管道與箱體的下翼梁一起形成次級通風通路(secondary ventilated throughway )。 牙l)用這種"i殳置，當孝負體4立於戶斤 謂的"非點火鄰近區(zone non-adjacent to fire )"中時(在該區i或 中限制顯然不4艮苛刻)，次級通風通路則形成^皮稱為"點火鄰近區(fire adjacent zone )，，的區i或。這種特點有利;也允i午各種元4牛在不 違反安全標準的情況下穿過剛性結構的箱體。並且，這個箱體的設 計不再向先前的情況那樣由4壬^f可點火要求決定。通過指示應該注意，如果發動機將^皮安裝在糹幾翼上方，則通風管道和次級通風通^各 顯然要位於箱體的上翼梁之上。優選地，次級通風通3各還^皮發動4幾短^r的整流罩(cowl)4黃向 地定界。最後，為了進一步增強用於箱體的熱保護系統的效能，箱體可 以在管道上設置有熱保護塗層，該塗層形成被稱為"點火屏障"的 熱屏障，例如應用於這個管道的下部外表面，即，面對著發動機的外表面。本發明的另一主題是一種包括至少一個T者如剛剛3是出的發動 機組件的飛機。在下面給出的詳細的、非限制性的描述中，本發明的其他優點 和特4M誇變糹尋顯而易見。


參照附圖進行描述，其中圖1是根據本發明一個優選實施例的飛機發動機組件的側視 圖，為了清楚的原因，故意略去了箱體的熱保護系統；圖2是用於圖1所示的發動4幾組件的底座的剛性結構所具有的 下部結構組塊的》文大透一見圖；圖3是與圖1的-見圖類似的—見圖，示出了箱體的熱保護系統；圖4是飛機發動機組件的側視圖，該組件是圖1至3所示的優 選實施例的替換實施例的形式；圖5是沿圖4的線V-V的示意性剖—見圖；圖6a和圖6b是發動才幾底座後部吊架整流裝置的後部的俯一見 圖，其屬於圖3所示的組件，更具體地，其示出了能夠減少/增加離 開整流裝置的空氣的抽吸的移動可控結構；以及圖7是與圖6a和圖6b所示的那些視圖類似的視圖，可控移動 結構是替換實施例的形式。
具體實施方式
參照圖1，可以看見將被連接在飛機的機翼3的下方的飛機發 動機組件1，設置有發動機底座4的該組件1是本發明的優選實施 例的形式。總體上，發動機組件1包括諸如渦輪噴氣發動機2的發動機以 及發動才幾底座4，這個底座顯著地i殳置有剛性結構10和安裝系統 11,安裝系統11包括多個發動機附件6,8以及轉移由渦輪噴氣發動 機2產生的推力載荷(thrustload)的推力底座裝置9，因此，安裝 系統11位於發動機與上述剛性結構IO之間。通過指示，應該注意， 組件1被設計為被發動機短艙(在該圖中未示出)環繞，並且應該 注意，發動機底座4包括用於將這個組件1懸掛在飛機機翼下方的 其他系列附件(未示出)。在其餘的描述中，依照慣例，X表示與渦輪噴氣發動機2的縱 向方向相當的發動才幾底座4的糹從向方向，該方向X與該渦4侖噴氣發 動衝幾2的》從向中心線5平4亍。而且，Y表示相對於發動才幾底座4才黃 向定向的且同才羊與渦4侖噴氣發動才幾2的4黃向方向衝目當的方向，而Z 是垂直方向或高度方向，這三個方向X、 Y、 Z彼此相互垂直。並且，相對於由渦4侖噴氣發動4幾2施加推力之後飛4幾的前進方 向來考慮術語"前"和"後"，這個方向通過箭頭7示意性地示出。在圖1中，可以看見僅僅示出了推力底座裝置9、發動機附件 6，8以及發動才幾底座4的剛性結構10。該發動才幾底座4的未示出的 其他組成元件是與現有技術中可找到的並且對於本領域的技術人 員來i兌已知的那些元件相同或相似的傳統元件，諸如用以將剛性結 構10安裝在飛機機翼下方的裝置，或在承栽氣動整流裝置時確保 分離並支撐不同系統的次級結構。因此，將不給出它們的詳細描述， 除了涉及到可以限定與本發明有關的特定發麵的後部氣動整流裝 置以外。渦輪噴氣發動機2在前部具有限定環形風扇管道(fan duct) 14 的大尺寸的風扇殼體(fan case) 12,並且在後部包括封閉這個渦輪 噴氣發動才幾的芯部(core)的4交小尺寸的中心殼體(central case) 16。最後，中心殼體16向後延伸通過尺寸大於中心殼體16的排氣 殼體17。顯然地，殼體12、 16和17彼此相互固定。如圖1可見，多個發動才幾附件包括前部發動才幾附件6以及可能 形成it如現有"l支術中已知的兩個後部半附件(semi-attachments)的 後部發動機附件8。推力底座裝置9是兩個側推力連結件(link )的 形式(因為視圖是側視圖，所以僅有一個連結件是可見的)，該鏈 *接件例如首先連4妾至風扇殼體12的後部並隨後連4妾至均4軒杆 (evener bar ) 20,平衡杆20自身安裝在剛性結構10上。固定至剛性結構10的託架15並固定至風扇殼體12的前部發 動機附件6是傳統的設計，以使它可以保證只傳輸由渦輪噴氣發動 才幾2產生並沿方向Y和Z施力n的那些載荷，而不4專豐命沿方向X施 加的那些載荷。通過指示，這個前部附件6優選進入到風扇殼體12 的末端圓形(circumferential)部分中。後部發動機附件8總體上位於排氣殼體17與發動機底座的剛 性結構10之間。如前所示，優選地將後部附件8 i殳計成使得它能 夠傳輸由渦輪噴氣發動機2產生的沿方向Y和Z的載荷，但是不傳 豐lr沿方向X施加的載荷。以這種方式，利用等靜壓型的安裝系統11，通過推力底座裝置 9來實現沿方向X施加的載荷的傳輸，並通過前部附件6和後部附 件8共同確保沿方向Y和Z施加的載荷的傳輸。並且，沿方向X施加的力矩的傳輸通過附件8垂直地進4於，沿 方向Y施加的力矩的傳輸通過後部附件8結合附件6 —起垂直地進 行，並且沿方向Z施加的力矩的傳輸通過附件8結合附件6 —起橫 向地進行。依然參考圖1，可以看見結構10首先具有沿方向X乂人這個結 構10的一端延伸到另一端的箱體24,並且因此形成#:稱為結構的 主箱體(main box)的轉矩箱(torque box )。傳統地，它由上翼梁 26、下翼梁28、以及兩個均沿方向X並且基本上沿著平面XZ延伸 的側鑲板30 (圖1中4又有一個可見)形成。在這個箱體的內部，沿 著平面YZ設置並且縱向分隔的橫向翼肋32會增強箱體24的剛度。 通過指示還應該注意，元件26、28以及30均可以一體形式製成(one piece),或者它們可以由連4妄區,殳(joining section)糹且裝，這些連 接區段可以可選地相互成微小的角度。如可以在圖1中清楚地看見的，優選地，下翼梁28在它的整 個長度上是平坦的，它的平面基本上平行於平面XY或者略微與平 面XY成一角度。在發動機將被懸掛在機翼下方的這種情況中，進行設置以將結 構組塊34固定地安裝在下翼梁28的外表面上，由於結構組塊34的位置在箱體24下方，因此它被稱為下部結構組塊34。然而，應 注意，在沒有描述但是被本發明覆蓋的情況下，即，其中發動機2 安裝在機翼3的上方，會將結構箱體固定地安裝到箱體的上翼梁26上。組塊34具有用於後部附件8的固定界面36，該界面36因此位 於包括了翼梁28的平面的下方，並且優選地沿著平面XY定向。 如將繼續進一步描述的那樣，應該指明，該固定界面36用於與後 部發動才幾附件8的附件主體相配合(cooperate )。其中組塊34沿方向Y的寬度小於箱體24的寬度的這個解決方 案使得附件8相對於箱體24向下偏移，並且因此將發動機2從箱 體上分隔開。因此，作用於箱體24的熱應力相對較低，使得能夠用複合材 料製造箱體，或者用能夠在發動機底座4的總體重量方面產生益處 的任何其他熱敏材料來製造箱體。另一方面，由於鄰近發動機2的 原因而更多地暴露於熱應力的組塊34可以由金屬材並牛製成，優選 為鈦。參照圖2,可以看見固定在下翼梁28下方的結構組塊34總體 上具有兩個側壁40，每個側壁在它的上部均配備有沿著該同一翼梁 28的平面定向的固定翼(securingfin) 42,佳j尋它可以4妄觸該翼梁 並且確保將組塊34固定到箱體24上。在這方面，優選地，通過垂 直於下翼梁28並沿穿過翼42的軸線44設置的多個拉力螺栓 (tension bolt)和剪切銷(未示出)來實現這種固定。這些固定裝 置有利地使得組塊34與下翼梁28之間的熱傳導降低，通過在這兩 個元件24、 34之間插入絕緣環或墊圈可以進一步降低這種傳導。並且，組塊34包括一個或多個i殳置在兩個側壁40之間的4黃向 翼肋46，其優選地沿平面YZ定向。固定界面36由兩個側壁40的下部50限定，可選地，結合優 選地為框架形式的翼肋46中的一個來限定。因此，在考慮之中的 這個由側壁40的兩個下部50以及翼肋46的下部形成的固定界面 36總體上形成了沿方向Y延伸的水平條帶(strip),後部發動機附 件8的附件主體38優選地通過螺栓固定在該水平條帶上。該附件主體38是已知類型的並且它的i殳計基本上與之前在現 有技術實施例中遇到的設計相同，在現有技術實施例中該主體直接 安裝在箱體的下翼梁28上。因此，該附件主體限定連結件(未示 出)鉸接在其上的馬蹄鉤52,其還用於鉸接在固定於發動機的託架上。此外，在側壁40之間，優選地在附件主體38的前面還設置均 衡杆20的固定託架54。該託架54支撐均衡杆20的樞軸56，均衡 杆20自身利用兩個推力連結件9在它的兩個端部旋轉。最後，應該指出，這個組塊34可以是次級剛性箱體的形式， 並且可以結合固定於側壁40的前封閉板與後封閉板(未示出)，分 別去於閉箱體的前吾卩和後吾卩。參照圖3,可以看見，發動機組件1還包括用於箱體24的熱保 護系統58 ，它為可能使用複合材料來製造該箱體做出了貢獻。總體上，這個系統58優選地包括在下翼梁28下方延伸的通風 管道60，並且其優選地與下翼梁28平行。也被稱為裙部(skirt) 的管道60優選地具有基本上為矩形形式的橫截面，其沿方向Y延 伸的長度優選地大於箱體24的寬度。管道60具有前端，該前端設置有位於鄰近發動機的風扇部件 與推力反向器部件之間的接合處的空氣入口 62,線64示意性地表 示該接合處。因此，如圖3可見，該空氣入口 62優選地設置在箱 體24的下方、在接合處64的上遊、以及在環形風扇管道(未示出) 的出口處，以4更將由該風扇管道輸出的新鮮空氣供應給空氣入口 62。本發明的一個特別方面在於以下事實通風管道60向後延伸 超過後部發動4幾附件8，具體地，其用以增加保護系統58的效能。為此目的，如圖3可見，4是供該管道60以4吏其縱向地穿過結 構組塊34，這由於組塊34沿方向X的長度較短的原因而相對容易實現。在前述的圖3中，示出了氣動整流裝置中的一個配備發動機底 座4，更具體地，該氣動整流罩被稱為"防護罩"或"後吊架整流 裝置"。設置在箱體24下方的該整流裝置66完全位於相對於附件8 的後方，並且通常AU幾翼3的後《彖向後突出。因此，它不形成發動 才幾底座的剛性結構的一部分，而是通過固定地安裝在箱體24下方 的支撐託架68連接至發動機底座，並相對於組塊34朝向後部。以 已知方式，整流裝置66的靠下的前部基本上與發動才幾2的排氣噴 嘴70的上部相切。在這個優選的實施例中，通風管道60祐:i殳置成延伸超過組塊 34,直到它進入整流裝置66的內部為止，4吏得這個管道的出口端 位於例如整流裝置66的後部附近。在示出了圖1至3所示的優選實施例的替換實施例的圖4中， 可以看到，通風管道60沒有進入整流裝置66的內部，而是在組塊 34的下遊具有彎曲，使得它能夠沿支撐託架68向下延伸。提供另一個彎曲以^吏這個管道60的端部能夠在整流裝置66的靠下的前部 與排氣噴嘴70的上部之間穿過。因此，進行i殳置以使該管道60的 出口 71通向整流裝置66的外壁，優選地，在整流裝置66的外壁 的側部或下部上，以及噴嘴70的排氣端72的下遊。此外，通風管 道60的出口/後端71優選地i殳置在整流裝置66的外壁中形成的不 連續/中斷處，以-便產生底部阻力效應並因此增加離開管道60的空 氣的抽吸，這顯然使得能夠獲得較大的壓力差以及能夠增加熱保護 系統58的歲文能。此外，前面已經提到出口 71在整流裝置66外壁處的特殊定位 使得整流裝置能夠浸沒在保護它免受發動機氣流影響的空氣隔間 中，這有利地-使由該整流裝置66上的熱發動4幾氣流的影響而產生 的阻力降^f氐。在圖3和4所示的兩種情況的每一種中，將通風管道60設計 成定位在翼梁28的下方且遠離它，以此形成次級通風通路74，該 次級通風通^各參與箱體24的冷卻並因此直4妄與箱體24 4妄觸。該通 路74優選^皮供以來自發動機2外部的入口的新鮮空氣。如圖5可見，發動衝幾短艙的兩個推力反向器整流件76在它們 的內側壁78上各自帶有縱向延伸並且靠在管道60的兩側的密封件 80，該密封件80沿著平面XZ定向。因此，通路74基本上在其整 個周界上被封閉和密封，特別是由於整流罩76的在箱體24的側鑲 板30上的樞轉界面。因此，次級通風通3各74形成所謂的"點火鄰近區"，並且箱體 24處於所謂的"非點火鄰近區"中，在此區域中顯然安全限制比較 不苛刻。"點火區，，位於管道60的下方，管道60可以可選地配備 有例如MINK②型(由Gehier生產)的對應於3皮璃纖維與石圭的混合物的熱保護鋪面(facing) 82。如圖5可見，該鋪面82優選地設置 在管道60的下方，即，在這個管道的下部與發動才幾2之間。因為從通風管道60抽取的空氣^皮用於產生推力，在該管道通 向整流裝置66內部的這種情況下，需要4是供開口以用作該整流裝 置上的空氣出口。參照圖6a和圖6b，可以看見用來形成吊架整流 裝置66的後部的第一方式，因此該整流裝置在其後端部"i殳置有所 述空氣出口 86。在這個實施例中，可以看見開口 86連4妾於可4空移動結構88, 該可控移動結構88能夠相對於它的位置調整整流裝置66的氣動形 狀。這種結構優選地為卵形或者相似的形狀，當它佔據被稱為氣動 告卩署^f立置(aerodynamic deployed position)的後部4立置時，這種形 狀從開口 86突出以便它基本上處於整流裝置66的側鋪面90a和 90b的氣動連續狀態中，如圖6a可見的。因此，例如利用連接於該 結構88的致動裝置96,在沿優選基本平4于于方向X的方向92上 可被平移引導的該結構88使得能夠獲得基本上連續的氣動形狀的 整流裝置66並且沒有中斷，這幾乎不會產生阻力。通過指示，優 選地，當阻力低時，在飛機快速行使的過程中採用這個氣動位置， 並且在管道60中產生的流動足夠高以對箱體24提供令人滿意的冷 卻。在示出了處在淨皮稱為縮回;f由吸位置的前部位置中的移動結構 88的圖6b中，可以看見，該結構88實際上相對於開口 86完全收 回了，因此開口 86具有4交大的截面，這特別暗示了不再《呆i正整流 裝置66的側鋪面90a和卯b的氣動連續性。相反地，氣動中斷或 不連續98a、 98b出玉見在這兩個4甫面90a、 90b中的每一個的後端， 這造成了由巻過這些鋪面90a、 90b的外壁的空氣所引起的底部阻 力歲丈應。因此，這些底部阻力凌丈應4呆i正了離開開口 86的空氣的加 強的^由p及，乂人而對^f呆護系統58的效能估文出了貢獻。.因此，優選地，在飛機的低速階段過程中採用這種抽吸位置。在低速時，由中斷98a、 98b引起的阻力不再是不利的，並且它們 造成的抽吸使得壓力差增加，而在沒有這些中斷存在的情況下，由 於飛機的低速壓力差會較小。現在參照圖7，可以看見用來形成氣動整流裝置66的後部的第 二方式，該整流裝置在它的後端部也i殳置有用作空氣出口 86的開 o 。在這個實施例中，可以看見，開口 86與移動結構88結合，移 動結構88不再是卵形形式，而是兩個鑲糹反100a、 100b的形式，該 兩個鑲板在它們的後端繞優選平行於方向Y的軸102鉸接在一起， 這些鑲氺反100a、 100b永久地A人開口 86突出。在由實線表示的^皮稱為氣動配置位置的4立離位置(drawn-apart) 中，兩個《裡4反100a、 100b具有靠在整;危裝置66的4甫面90a、 90b 的後端的前端，使得它基本上處於鋪面的氣動連續狀態中。因此， 例如通過連^姿於該結構88的致動裝置96,可在繞軸102的4爭動中 被引導的該結構88使得能夠獲得基本連續氣動形狀的整流裝置66 ， 並且其中沒有中斷，這幾乎不產生阻力。在圖7中由虛線表示的淨皮稱為縮回抽吸位置的拉合位置 (drawn-together)中，可以看見，已經通過片區轉謬皮才立在一起的4li反 100a、 100b的兩個前端分別與鋪面90a、 90b的後端隔開，這特別 地暗示了開口 86具有4交大的截面，^旦更特別地是，這不再保i正整 流裝置66的這些側鋪面90a和90b的氣動連續性。相反地，不連 續98a、 98b出現在這兩個鋪面90a、 90b中的每一個的後端與其位 於更靠後位置的相聯鑲板100a、 100b之間，這造成由巻過這些鋪 面90a、 90b的外壁的空氣而引起的底部阻力歲丈應。明顯地，本領域的技術人員可以對僅作為非限制性實例描述的 飛才幾發動才幾組件1進^亍各種1奮改。在這方面，特別應該表明，當發動機底座4已經出現在適於將底座安裝在飛機機翼下方的構造中 時，該發動機底座4也可具有使其能夠被安裝在該相同機翼的上方， 甚至安裝在飛機機身的後部處的不同構造。
權利要求
1.一種飛機發動機組件(1)，包括發動機(2)和用於所述發動機的底座(4)，所述發動機底座首先包括具有箱體(24)的剛性結構(10)，並且其次包括位於所述發動機與所述剛性結構(10)之間的安裝系統(11)，所述安裝系統特別地包括後部發動機附件(8)，所述組件還設置有用於所述箱體(24)的熱保護系統(58)，所述熱保護系統包括在所述箱體(24)與所述發動機(2)之間延伸並形成熱屏障的管道(60)，其特徵在於，所述管道(60)向後延伸超過所述後部發動機附件(8)。
2. 根據權利要求1所述的發動機組件(1 )，其特徵在於，所述管 道(60)是通風管道。
3. 根據權利要求2所述的發動機組件(1 )，其特徵在於，所述通 風管道(60 )具有通向所述發動衝幾底座的後吊架整流裝置(66 ) 的外壁的後端(71),所述後吊架整流裝置(66)完全位於相 對於所述後部發動機附件(8)的後方。
4. 根據權利要求2所述的發動機組件(1 )，其特徵在於，所述通 風管道(60 )具有通向到所述發動機底座的所述後吊架整流裝 置(66)內部的後端(71)，所述後吊架整流裝置(66)完全 位於相對於所述後部發動一幾附件(8)的後方。
5. 根據權利要求4所述的發動機組件(1 ),其特徵在於，所述後 吊架整流裝置(66)包括配備有可控移動結構(88)的空氣出 口開口 (86),所述可控移動結構可相對於其位置來改變所述 整流裝置(66)的氣動形狀。
6. 根據權利要求5所述的發動機組件(1 )，其特徵在於，所述移 動結構(88)設置成穿過所述空氣出口開口 (86)。
7. 才艮據前述4又利要求中任一項所述的發動才幾組件(1 )，其特徵在 於，所述發動4幾底座(4)的所述剛性結構(10)還包4舌結構 組塊(34 )，所述結構組塊在所述箱體與所述發動機(2 )之間 固定地安裝在所述箱體(24)上，所述結構組塊(34)具有用 於所述後部發動才幾附件(8)的固定界面(36)。
8. 根據權利要求7所述的發動機組件(1 )，其特徵在於，所述管 道(60)穿過所述結構組塊(34)。
9. 才艮據前述權利要求中任一項所述的發動才幾組件(1 )，其特徵在 於，所述管道(60 )位於所述箱體(24 )的下部結構元件(28 ) 的下方並與其遠離，從而與所述下部結構元件共同限定次級通 風通路(74 )。
10. 根據權利要求9所述的發動才幾組件(1 ),其特徵在於，所述次 級通風通3各(74 )還由所述發動才幾的短搶的整流罩(76 ) 4黃向 地界定。
11. 根據前述權利要求中任一項所述的發動機組件(1 ),其特徵在 於，所述管道(60)配備有熱保護塗層(82)。
12. —種飛機，其特徵在於，所述飛機包括至少一個根據前述權利 要求中任一項所述的發動4幾組件(1 )。
全文摘要
本發明涉及一種包括發動機(2)和發動機底座(4)的飛機發動機組件(1)，該發動機底座首先包括具有箱體(24)的剛性結構(10)，其次包括位於發動機與剛性結構之間的安裝系統(11)，該安裝系統特別地包括後部附件(8)，所述組塊還設置有用於箱體的熱保護系統(58)，該熱保護系統優選地包括在箱體與發動機之間延伸並形成熱屏障的通風管道(60)。根據本發明，管道朝後延伸超過後部發動機附件。
文檔編號B64D27/18GK101272953SQ200680035712
公開日2008年9月24日 申請日期2006年9月26日 優先權日2005年9月28日
發明者勞倫特·拉豐, 弗雷德裡克·茹爾納德 申請人:法國空中巴士公司