专利名称：用于安装飞行器发动机的整体结构的制作方法
技术领域：
本发明主要涉及飞行器发动机组件，并且更具体而言，涉及用于安装和覆罩飞行
器发动机的结构。
背景技术：
大型涡扇式发动机在起飞期间由于飞行器攻角和相对气流速度而在进口 (inlet) 上承受提升力矩或倾翻力矩。此力施加到发动机结构上，导致骨架(backbone)弯曲。骨架 弯曲导致涡轮机叶片尖端相对于壳体的间隙闭合，这引起摩擦和叶片尖端磨损。为了最大 限度地减少因骨架弯曲所引起的叶片尖端磨损，在飞行器设计中结合了叶片相对于壳体的 更大间隙，导致性能损失。 其它性能损失起因于支承从飞行器外挂架(pylon)或其它飞行器附属物以悬臂 伸出的推进系统的质量所需的机翼和外挂架结构。 目前的设计实践是通过螺栓连接的法兰将发动机进口附接到风扇壳体上。风扇壳 体由附接到外挂架结构上的风扇罩壳(cowl)所覆盖。风扇壳体通过螺栓连接的法兰附接 到风扇构架容纳轴承上，以通过常规安装系统将发动机推力从风扇转子传输到外挂架，该 安装系统在其外径和/或在风扇构架毂处以12点钟位置而附接到风扇构架上。核心模块 通过螺栓连接的法兰而附接到风扇构架的毂上。 推力反向器组件可附接到围绕风扇构架圆周的V形槽上，以及有时通过风扇构架 毂圆周上的V形槽而进行附接。推力反向器组件可通过允许前后移动的铰接凸耳(lug)而 附接到外挂架上。 发动机在其后端由附接到外挂架上的基座进行支承。推力连杆有时用来将发动机 推力传输到外挂架结构上且由此减小结构中的弯曲力矩。进口倾翻力矩经安装系统传输到 外挂架。 当风扇和进口组装到其余发动结构件上时，则认为大部分大型涡扇可准备进行安 装。在发动机维护期间，风扇和进口可保持附接到发动机构件上，尽管涡扇检修实践通常包 括整修发动机的核心模块而有限地需要风扇模块工作。因此，在发动机检修程序期间移除 风扇模块导致浪费了工场空间。由于货机门洞限制和道路障碍物的原因，对于发动机运输 可能要移除进口并常常需要移除风扇模块。 在飞行器操纵期间，机舱(nacelle)可能承受沿轴向和周向二者不均匀地分布在 机舱表面上的所施加的机舱操纵力。所施加的机舱操纵力可显著地使机舱和/或风扇壳 体偏斜和扭曲或椭圆化。通常，如图l所示，以及下文更详细地说明，这种所施加的机舱操 纵力围绕机舱的圆周从进口传输到风扇壳体，且之后经风扇支柱传输到核心壳体，在此该 操纵力在前、后安装连杆组处起反作用。该反作用力趋于使壳体弯曲并产生前述的不利影 响。此外，作用在发动机或机舱上的所有的力和扭矩都被传递到通常包括坚固结构的外挂 架上。 因此，希望的是提供一种发动机机舱结构，其减少了重量、骨架弯曲和所需的工场空间。
发明内容
上述一种或多种需要可通过提供包括整体结构的组件的示例性的实施例而得以
满足。该示例性的整体结构包括一体式机舱部分和支承结构部分。机舱部分大体上包括围 绕轴向中心线的旋转体并包括进口区域和风扇壳体区域，该进口区域和风扇壳体区域共同 限定界定轴向通道的环形壁。该整体结构还包括布置在轴向通道中的环形部件。多个径向 元件从该环形部件延伸到环形壁。 支承结构部分大体上沿轴向延伸，并且包括前段，该前段与机舱部分成为一体并
具有布置在环形壁的径向外部的进口加强区域。支承结构包括具有至少一个飞行器安装区 域的后段。整体结构可在该飞行器安装区域处附接到相关联的飞行器上。当安装在相关联 的飞行器上时，机舱部分和支承结构部分共同形成第一负载通路，该第一负载通路可操作 以将所施加的机舱操纵力直接传输到相关联的飞行器上。 在一个示例性的实施例中，该组件包括可选择性地移除的燃气涡轮发动机，该燃 气涡轮发动机与整体结构成支承连接地安装，使得发动机中心线基本上与机舱部分的中心 线同延。该组件还包括第一组件，其在支承结构部分的后段处将燃气涡轮发动机安装在整 体结构上；以及位于燃气涡轮发动机和环形部件之间的非刚性连接体(interface)，其非 刚性地将燃气涡轮发动机安装在环形部件上，其中，燃气涡轮发动机基本上被隔离以免所 施加的机舱操纵力(当存在时)作用到其上。 在一个示例性的实施例中，组件包括飞行器和与该飞行器成支承连接地安装的整 体结构。该整体结构包括一体式机舱部分和支承结构部分。机舱部分通常包括围绕轴向中 心线的旋转体并包括进口区域和风扇壳体区域，该进口区域和风扇壳体区域共同限定界定 轴向通道的环形壁。该整体结构还包括布置在轴向通道中的环形部件。多个径向元件从环 形部件延伸到环形壁。支承结构部分大体上沿轴向延伸，并包括前段，该前段与机舱部分成 为一体并具有布置在环形壁的径向外部的进口加强区域。该支承结构包括具有至少一个飞 行器安装区域的后段。 —个示例性的实施例提供了一种将飞行器发动机安装在相关联的飞行器上的方 法。该示例性的方法包括提供一体式整体结构；在后安装区域处将燃气涡轮发动机安装 在该整体结构上；以及在燃气涡轮发动机和整体结构之间的非刚性连接体处将燃气涡轮发 动机与整体结构非刚性地相连接。
视为本发明的主题在权利要求书中具体指出并清楚地主张权利。然而，通过参考
以下结合附图的描述可最好地理解本发明，在附图中 图1是显示现有技术的机舱/外挂架结构的截面图。 图2是安装在相关联的飞行器的机翼上的示例性整体结构和燃气涡轮发动机组 件的示意图。 图3是安装在相关联的飞行器的机翼上的示例性整体结构的从后向前看的视图。
图4是示例性的整体结构的侧视图，局部以截面示出。
图5是整体结构和燃气涡轮发动机组件的一个示例性实施例的侧视图，局部以截 面示出。 图6是整体结构和燃气涡轮发动机的侧视图，局部以截面示出，示出了部分地拆 卸和移除燃气涡轮发动机。 图7是整体结构和燃气涡轮发动机组件的一个备选示例性实施例的侧视图，局部 以截面示出。 图8是图7所示的示例性实施例的从后向前看的视图。零件清单10组件12整体 结构13飞行器14机舱部分16支承结构部分18旋转体20轴向中心线22进口区域24风 扇壳体区域26环形壁28轴向通道30环形部件34径向元件38风扇组件40前段42进口 加强区域44后段48安装区域50第一负载通路60推力反向器组件70燃气涡轮发动机组 件72第一安装组件74涡轮环76发动机安装部位78后构架吊挂装置80非刚性连接体82 容纳系统84压縮机进口 90下支承部件92下负载通路94负载传递组件96前表面98V形 槽/V形叶片装置100推力连杆104向后移置120机舱122进口 124接头125风扇壳体126 中间减阻装置(faring) 128后减阻装置130风扇管道外壁132内核心罩壳134支柱136核 心壳体140外挂架142外挂架-飞行器安装固定件144外挂架-飞行器安装固定件146前 延伸部分147铰链148铰链152安装连杆154安装连杆156安装连杆
具体实施例方式
图1示出了如本领域所公知的典型发动机安装装置。机舱120包括进口 122，其 例如通过螺栓连接的接头124而牢固地固定在风扇壳体125上；中间减阻装置126，其为 通过铰链148连接到外挂架140的前延伸部分146上的一对大致180°的出入门(access door);以及后减阻装置128，其包括两个大致180°的风扇管道外壁130，各外壁130均通 过铰链147连接到外挂架140以及内部核心罩壳132上。多个风扇支柱，如由支柱134代 表，大体上沿径向延伸以将风扇壳体125连接到核心壳体136上。三组安装连杆152、 154、 156将发动机连接到外挂架140上，该外挂架140本身在外挂架_飞行器安装件142、 144处 附接到飞行器上。前安装连杆组152为传输竖向力和侧向力的一组两根连杆，轴向安装连 杆组154为传输轴向力的一组两根连杆，以及后安装连杆组156为位于前连杆组后部的一 组三根连杆，用以传输竖向力、侧向力和扭矩。 上述减重、减少骨架弯曲和减少工场空间的需要可通过下文所述并在附图中显示 的示例性实施例得以满足。图2-3大体上显示了组件10，其包括适合于直接、半永久性地附 接到相关联的飞行器13上的一体式整体结构12。贯穿本申请的正文和所附权利要求书使 用的用语"一体式"和"一体的"旨在表示一体地结合或制造成使得不可拆卸(在典型的非 破坏性的意义上)的物品。"半永久性"是指对于燃气涡轮发动机或其构件的平常修理、维 护和更换，整体结构12可保持与飞行器成支承连接，如以下将更详细地说明。在一个示例 性的实施例中，整体结构包括机舱部分14和支承结构部分16。如图2所示，组件10可包括 如以下将更详细论述的推力反向器组件60。 现在参照图3和图4，示例性的机舱部分14通常包括围绕轴向中心线20的旋转体 18。机舱部分14包括进口区域22和风扇壳体区域24。在一个示例性的实施例中，进口区 域22和风扇壳体区域24 —体形成并且共同限定界定轴向通道28的环形壁26。在一个示例性的实施例中，环形部件30布置在轴向通道28内并通过从环形部件30延伸到环形壁26 的多个径向元件34支承在此。环形部件30定尺寸成经其容纳燃气涡轮发动机的至少一部 分，如下文将详细说明。本领域的技术人员将会理解的是，径向元件34可构造成为导流元 件或轮叶。在一个示例性的实施例中，环形壁26、径向元件34和环形部件30—体形成或结 合成为整体结构12的一部分。在一个示例性的实施例中，旋转体18布置和定尺寸成用以 包围和覆罩燃气涡轮发动机组件70的风扇组件38(图5)。 整体结构12还包括轴向延伸的支承结构部分16，其具有与机舱部分14成为一体 的前段40。进口加强区域42布置在前段40中并且大体上位于环形壁26的径向外部。进 口加强区域在用于外挂架的传统附接部位前方提供结构支承。在一个示例性的实施例中， 进口加强区域围绕机舱部分14周向延伸直至大约180° 。进口加强区域例如可包括比机舱 14的其余部分更大的厚度。在其它示例性的实施例中，进口加强区域可包括结构和/或加 强元件，例如如本领域所公知的蜂窝结构。本领域的技术人员可构思出其它的进口加强装 置。 在一个示例性的实施例中，支承结构部分16在旋转体18的后方延伸并包括一个 或多个空气动力学表面。支承结构部分16还包括限定至少一个飞行器安装区域48的后段 44。当安装在飞行器上时，机舱部分14和支承结构16共同形成第一负载通路，如箭头50 所示，用于分配在发动机和飞机之间传输的静态负载和动态负载。整体结构可如图2-4中 所示安装在飞行器机翼下方，或可附接到任何其它适当位置，例如飞行器的机翼顶上、机身 或其它附属物上。 现在参照图5，示例性的组件10包括与整体结构12成支承连接地安装的燃气涡轮 发动机组件70。在一个示例性的实施例中，第一安装组件72在支承结构部分16的后段44 位于发动机安装部位76处将燃气涡轮发动机组件70安装到整体结构12上。第一安装组件 72可包括如本领域所公知的涡轮环74和后构架吊挂装置78。在一个示例性的实施例中， 该组件包括在燃气涡轮发动机70和整体结构12的环形部件30之间的非刚性连接体80。 非刚性连接体基本上隔离燃气涡轮发动机以免如前所述沿负载通路50起反作用的所施加 的机舱操纵力作用于其上。在一个示例性的实施例中，该非刚性连接体允许在整体结构的 机舱部分14和燃气涡轮发动机组件之间的轴向和周向的相对运动。非刚性连接体可包括 滑动接头装置、球面轴承、连杆装置、在3点钟位置和9点钟位置具有轴承的轭架(yoke)、柔 性隔膜或其它减少所施加的机舱操纵力经发动机核心传输的装置。 同样在图5中示出，在一个示例性的实施例中，整体结构12包括位于环形壁26处 用于风扇叶片脱离事件的容纳系统82。整体结构可完全或部分地包括复合材料，如本领域 所公知的增强碳纤维。在一个示例性的实施例中，容纳系统在整体结构的其它部分形成时 一体地形成。在其它示例性的实施例中，容纳系统可基本上与整体结构的其它部分分开地 形成，且之后一体地结合到其上。 如图6所示，在一个示例性的实施例中，整体结构12的环形部件30布置和定尺寸 成用于经其容纳燃气涡轮发动机的至少一部分，包括压縮机进口 84。在一个示例性的实施 例中，风扇组件38可从包括发动机核心的燃气涡轮发动机的其余部分上拆卸和移除。燃气 涡轮发动机的其余部分构造和定尺寸成用于从整体结构向后移除。例如，本领域的技术人 员将会理解的是，各种附件、螺栓和安装固定件可以脱开，以允许向后移动燃气涡轮发动机的其余部分。 图7和图8涉及组件10的一个备选实施例。此备选实施例包括下轴向延伸支承部 件90，其在操作上可与支承结构部分16大体上相对地定位。在一个示例性的实施例中，下 支承部件90在机舱部分14和第一安装组件72的涡轮环74之间延伸。在一个示例性的实 施例中，下支承部件是能够提供以箭头92表示的下负载通路的至少一部分的结构部件。下 负载通路能够沿下负载通路92将静态和动态力，包括所施加的机舱操纵力的至少一部分， 传输到相关联的飞行器上。下支承部件90可为如图7中所示的单一部件，或作为备选，下 支承部件90可为推力反向器组件60的一部分。本领域的技术人员将会理解的是，推力反 向器组件可包括一对蛤壳式门。可以设想的是，下支承部件90可定型为推力反向器组件的 匹配侧壁。在一个示例性的实施例中，至少一个负载传递组件94，例如销-槽装置或切向 连杆，可选择性地接合在燃气涡轮发动机和推力反向器组件之间。下支承部件90的前表面 96可经V形槽/V形叶片装置98与整体结构相接合。在一个示例性的实施例中，推力反向 器组件60可如本领域所公知在多个V形槽/V形叶片附接位置98处与整体结构相连接。
再次参照图5，本文所公开的结构装置提供将进口提升负载或所施加的机舱操纵 力直接传输到支承结构部分16上而代替经过发动机机体(carcass)。在一个示例性的实 施例中，发动机推力负载经推力连杆IOO进行传送，该推力连杆100附接在发动机安装部位 76并附接在整体结构12的环形部件30处，具有在风扇的平面处与发动机的中心线相交的 作用线。 根据一个示例性的实施例，提供了一种将飞行器发动机安装在相关联的飞行器上
的方法。 一种示例性的方法包括提供一体式整体结构，其包括围绕中心线的旋转体18。旋
转体18定尺寸成用以至少外接燃气涡轮发动机组件70的风扇组件38。燃气涡轮发动机组
件70在后发动机安装部位76处安装到该整体结构上。在一个示例性的实施例中，发动机
安装部位位于机舱部分14的后方。燃气涡轮发动机组件在非刚性连接体80处与整体结构
相连接。整体结构12在飞行器安装区域48处附接到相关联的飞行器上。 如图6所示，在一个示例性的实施例中，通过移除风扇组件38、从发动机安装部位
76分离发动机组件以及在非刚性连接体80处脱开，从相关联的飞行器13上移除发动机组
件70。发动机组件的其余部分因此可从整体结构12向后移置，如箭头104所示。 本文公开的示例性的实施例减少了沿核心发动机的所施加的操纵力对外挂架的
反作用造成的骨架弯曲。该示例性的整体结构提供位于核心发动机外部的流动通路。进口
的充分加强以及在一些实施例中的轴向延伸下支承结构减少了机舱区域的椭圆化，从而保
持了风扇叶片和环形壁之间的尖端间隙以提高发动机效率。本文公开的各个示例性的实施
例均可包括在本发明范围内的其它示例性实施例的描述中详述的特定特征。 此书面描述使用了包括最佳模式在内的示例性实施例来公开本发明，并且还使本
领域的任何技术人员能够制造和利用本发明。本发明可取得专利的范围通过权利要求来限
定，并且可包括本领域技术人员所想到的其它实例。如果此类其它实例具有与权利要求的
文字语言并无不同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的文字语言无实质性区别的
等同结构元件，则认为此类其它实例包含在权利要求的保护范围内。
8
权利要求
一种组件，包括一体式整体结构(12)，其包括机舱部分(14)，所述机舱部分(14)大体上包括围绕轴向中心线(20)的旋转体(18)并包括进口区域(22)和风扇壳体区域(24)，所述进口区域(22)和所述风扇壳体区域(24)共同限定了界定轴向通道(28)的环形壁(26)；布置在所述轴向通道(28)中的环形部件(30)；从所述环形部件(30)延伸到所述环形壁(26)的多个径向元件(34)；以及大体上沿着轴向延伸的支承结构部分(16)，其中，所述支承结构部分(16)包括前段(40)，所述前段(40)与所述机舱部分(14)成为一体并具有位于所述环形壁(26)的径向外部的进口加强区域(42)；以及后段(44)，所述后段(44)包括至少一个飞行器安装区域(48)，其中，所述整体结构(12)可在所述飞行器安装区域(48)处附接到相关联的飞行器(13)上；其中，当安装在所述相关联的飞行器(13)上时，所述机舱部分(14)和所述支承结构部分(16)共同形成可操作以将所施加的机舱操纵力直接传输到所述相关联的飞行器(13)上的第一负载通路(50)。
2. 根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述组件还包括可选择性地移除的燃气涡轮发动机(70)，其与所述整体结构(12)成支承连接地安装 并具有基本上与所述机舱部分(14)的中心线同延的发动机中心线，其中，所述燃气涡轮发 动机(70)的至少一部分延伸穿过所述环形部件(30);第一组件，其在所述支承结构部分(16)的所述后段(44)处将所述燃气涡轮发动机 (70)安装到所述整体结构(12)上；以及位于所述燃气涡轮发动机(70)和所述环形部件(30)之间的非刚性连接体(80)，其中， 当存在所施加的机舱操纵力时，所述燃气涡轮发动机(70)基本上被隔离以免所施加的机 舱操纵力作用于其上。
3. 根据权利要求2所述的组件，其特征在于，所述组件包括下轴向延伸支承部件(90)， 所述下轴向延伸支承部件(90)在操作上可与所述支承结构部分(16)大体上相对地定位并 在所述机舱部分(14)和所述第一组件之间延伸，其中，所述下轴向延伸支承部件(90)提供 下负载通路(92)的至少一部分，所述下负载通路(92)能够沿所述下负载通路(92)将所施 加的机舱操纵力的至少一部分传输到所述相关联的飞行器(13)上。
4. 根据权利要求2所述的组件，其特征在于，所述组件还包括 与所述整体结构(12)成支承连接地安装的推力反向器组件(60)。
5. 根据权利要求2所述的组件，其特征在于，所述燃气涡轮发动机(70)包括风扇组件 (38)和发动机核心，其中，所述风扇组件(38)能够拆卸，同时所述发动机核心安装成支承 连接到所述整体结构(12)上。
6. 根据权利要求l所述的组件，其特征在于，所述整体结构(12)主要由包括纤维增强 环氧树脂的复合材料形成。
7. 根据权利要求l所述的组件，其特征在于，所述组件还包括形成所述环形壁(26)的 至少一部分的风扇叶片容纳区域。
8. 根据权利要求l所述的组件，其特征在于，至少一个径向部件(34)包括导流轮叶。
9. 一种组件，包括 飞行器(13);以及与所述飞行器(13)成支承连接地安装的一体式整体结构(12)，其中，所述整体结构(12)包括:机舱部分(14)，所述机舱部分(14)大体上包括围绕轴向中心线(20)的旋转体(18)并 包括进口区域(22)和风扇壳体区域(24)，所述进口区域(22)和所述风扇壳体区域(24)共 同限定了界定轴向通道(28)的环形壁(26)，其中，所述风扇壳体区域(24)包括布置在所述 轴向通道(28)中的环形部件(30)以及从所述环形部件(30)延伸到所述环形壁(26)的多 个径向元件(34);以及大体上沿轴向延伸的支承结构部分(16)，其中，所述支承结构部分(16)包括前段 (40)，所述前段(40)与所述机舱部分(14)成为一体并具有位于所述环形壁(26)的径向 外部的进口加强区域(42);以及后段(44)，所述后段(44)包括至少一个飞行器安装区域 (48)，其中，所述整体结构(12)安装成在所述飞行器安装区域(48)处支承连接到所述飞行 器(13)上;其中，所述机舱部分(14)定尺寸成至少部分地外接燃气涡轮发动机(70)的风扇组件 (38)，所述风扇组件(38)可选地与所述整体结构(12)成支承连接地安装。
10. —种将飞行器发动机安装到相关联的飞行器(13)上的方法，所述方法包括 提供一体式整体结构(12)，所述整体结构包括围绕中心线的旋转体(18)，所述旋转体(18)定尺寸成至少外接燃气涡轮发动机(70)的风扇组件(38); 将所述整体结构(12)附接到所述相关联的飞行器(13)上； 在后安装区域(48)处将燃气涡轮发动机(70)安装在所述整体结构(12)上； 在所述燃气涡轮发动机(70)和所述整体结构(12)之间的非刚性连接体(80)处，将所述燃气涡轮发动机(70)与所述整体结构(12)非刚性地相连接。
全文摘要
本发明涉及用于安装飞行器发动机的整体结构。具体而言，一种组件，其包括用于将发动机安装到飞行器上的一体式整体结构。该整体结构包括机舱部分和支承结构。机舱部分包括绕轴向通道限定环形壁的进口区域和风扇壳体区域。布置在轴向通道中的环形部件通过多个径向元件连接到环形壁上。支承结构部分包括与机舱部分成为一体的前段，以及包括用于将整体结构安装在飞行器上的至少一个飞行器安装区域的后段。前段包括位于环形壁径向外部的进口加强区域。当安装在飞行器上时，机舱部分和支承结构部分共同形成第一负载通路，该第一负载通路可操作以将所施加的机舱操纵力直接传输到飞行器而代替通过发动机核心。
文档编号B64D27/10GK101774430SQ200910215950
公开日2010年7月14日 申请日期2009年12月24日 优先权日2008年12月24日
发明者A·R·斯图尔特, M·林茨 申请人:通用电气公司