专利名称：航空器发动机组件的制作方法
技术领域：
本发明主要涉及航空器发动机组件，类型为包括涡轮喷气发动 才几、挂架、以及插在该挂架和该涡4仑喷气发动才几之间的多个发动扭J 连接件。
背景技术：
备该组件的航空器的机翼之间的连接界面。该挂架能将由相关联的 发动才几所产生的作用力传递到该4元空器的结构，并且还可以4吏燃 油、电气、液压和空气在发动才几与4元空器之间通过。
为了确保作用力的传输，挂架(mat)包括例如"箱梁"类型
的刚性结构，即，通过借助于冲黄向翼肋相互连4妄的翼梁和侧面壁板 组装而构成的刚性结构。
装配系统插在发动才几和挂架刚性结构之间，该系统通常包4舌多
个发动机连接件、一^:分为与发动机风机壳体或发动才几中央壳体相
连4妄的前连4妻件和后连4妄件。
再者，装配系统还包括吸收由发动机产生的推力的装置。在现 有技术中，该装置是诸如两个侧部连杆形式的， 一方面，与发动机 风才几壳体的后部相连接，另一方面，与安装于挂架刚性结构上的连 才妄件(诸如后连4妄件)相连4妄。
值得注意的是，精确的i兌，挂架与插入在该挂架和航空器沖几翼 之间的第二装配系统相关联，该第二系统通常包括两个或三个连接件。
最后，该挂架配备有二级结构，用于确〗呆系统隔离并固定在适
当^立置中同时支4掌;危线型夕卜壳(carenage a6rodynamique )。
就该领域的技术人员所知，尽管存在推力的吸收装置，由发动 机产生的这些推力通常还引起发动机或多或少的纵向弯曲度，须 知，该弯曲度会导致在4元空器一黄向方向上施加的力矩。
当突然产生该纵向弯曲度时，尤其是在4元空器飞行过程中，乂人 而会导致压缩机和涡轮机的旋转叶片与发动机中央壳体之间产生
高摩擦。
再者，在当前的涡4仑喷气发动4几上，值得注意的是，上述《人向 弯曲度的现象，以及所导致的旋转叶片的摩纟察现象受到了广泛的重 视，对于越来越重要的旁通比的研究使得设计者不可避免地相对于 涡轮喷气发动机芯(英语《core》)的直径提高风机的直径。
产生摩擦的主要结果在于发动机过早的磨损并自然对发动机 寿命长短及其性能有害。
另 一种情况下，预:没适用的功能间隙以1更实现几乎不产生4壬4可 由纵向弯曲度引起的接触，发动机效率因而大幅度地减低。
另一方面，才艮据 见察，例如在竖直或水平方向上有突然的强风 之后，会发生其它的发动机弯曲现象，容易引起在压缩机和涡轮机 的旋转叶片与发动机中央壳体之间的摩擦。
发明内容
因此本发明目的是提供一种至少部分地克服上述与现有技术 中实施例相关的缺陷的航空器组件，并提供具有至少一个这样的组 件的航空器。
为此，本发明的目的是纟是供一种^:空器发动才几组件，该组件包 :括涡4仑喷气发动才几、4圭架以及多个插入挂架和涡4&喷气发动才几之间 的发动机连接件。根据本发明，多个发动机连接件包括第一前发动 机连接件和第二前发动机连接件，该第一和第二前发动机连接件固 定于发动机风机壳体且相对涡轮喷气发动机纵向轴线和其竖直方 向限定的平面对称，并且每个设计为吸收沿涡4仑喷气发动^U从向方
向和沿其竖直方向上施加的作用力。再者，该多个连接件(6a, 6b, 8, 9)还包括设计为吸收沿涡轮喷气发动机竖直方向施加的作用力 的后发动机连接件。
因此，将第一和第二前发动才几连接件预i殳在风才几壳体上提供了 使其相互远离的可能性。该大间隔的优点是能在设计上大量简化这 些后发动机连接件，原因在于，与这些连接件需要吸收的沿给出的 轴线施加的力矩相关的作用力自然i也相对于在J见有才支术中传统方 式中遇到的作用力有所减弱，在现有技术中，位于中央壳体上的发 动才几连4妄件也不能相互远离。
另外，这两个前连接件以及挂架能有利地位于涡轮喷气发动机 加热部分的一定距离处，意p未着在这些元件上可能有的热效果显著 减小。
另一方面，首先，该设置不再需要侧部连杆类型的推力吸收装 置，由涡轮喷气发动机产生的作用力的总吸收主要在风机壳体上进 行，并借助于第一和第二前发动机连接件，因为在挂架和中央壳体
或喷气壳体之间的唯一联系是由后发动机连接件构成的，该后发动 机连接件的主要作用是限制涡轮喷气发动机的后部部分的竖直振 动。
因此，该发动机连接件的特殊设置S1起在中央壳体处的弯曲度 的大量的减小，该弯曲度是由于涡轮喷气发动机产生的推力，或由 于在航空器飞行的不同阶段中容易遇到的阵风。
最后，以上所述的弯曲度的减小引起压缩机的和涡轮机的旋转 叶片和发动机的中央壳体之间的摩擦的大幅度减小，并因此在很大 程度上限制了该叶片的磨损带来的效率的损耗。
优选地，后发动机连接件设计为仅仅吸收沿涡轮喷气发动机竖 直方向施加的作用力，并且多个发动机连接件另外包括固定于风机 壳体的第三前发动机连接件，上述由涡轮喷气发动机的纵向轴线和 其竖直方向限定的平面穿过该第三前发动才几连^^件，该第三前发动 机连接件设计为仅仅吸收在涡轮喷气发动机横向方向施加的作用 力。
因此，唯一没有安装在发动机风机壳体上的发动才几连4妻件是后
发动机连接件， 一皮i殳计为仅4又吸收沿涡4仑喷气发动机竖直方向上施 加的作用力。这意p未着，若该后发动才几连4妄件实际上4立于二级流量 的环形管道内，受到限制的吸收竖直作用力的功能结果就产生相对 小的阻碍，使得该后连接件仅仅引起微小的二级流量干扰。因此， 这样就能在发动机的整体性能上得到很大改进。
再者，在只吸收竖直作用力的后连接件是唯一位于二级流量环 形管道的发动才几连4妄件的i殳置下，可考虑第一、第二和第三前发动 机连接件固定于风机壳体环形周边部分，这样使这些发动机连接件 可以占有使发动机连接件有利地相互非常远离的位置。
优选地，由涡專仑喷气发动机纵向轴线和其冲黄向方向限定的平面 穿过该第一和第二前发动机连接件。因此，作用力的吸收在涡轮发 动机的轴线处进行，涡轮发动机的纵向弯曲度有利地大幅度减少。
最后，值得注意的是， 一种替换方式在于考虑多个连接件不包 括上述的第三个前连接件，但是，后发动机连接件设计为也能吸收 沿涡轮喷气发动机横向方向施加的作用力，其目的总是为了获得多 个发动才几连4姿件，该发动才几连4妻件形成静定装配系统的并且没有吸 收推力的侧部连杆吸收类型的装置。
本发明的目的也是4是供一种包括至少一种诸如上述的发动枳^ 组件的航空器。
本发明的其他特4i和优点将在随后的i兌明书中阐述，并不构成 对本发明的限制。
jt匕it明参照以下附图，其中；
图1示出了根据本发明第一个优选实施例的航空器发动机组件 的侧-见图2示出了图1示出的组件的涡4仑喷气发动才几的透浮见示意图， 为了使发动机连接件显示更清楚而将该挂架撤掉了 ；
图3示出了与图2示出的类似的一见图，组件呈现于本发明的第 二4尤选实施例；以及
图4示出了图1示出的组件的4圭架的透—见图。
具体实施例方式
参照图1，可见才艮据本发明第一种优选实施例的力元空器发动枳j 组件l,该组件1用于固定在航空器机翼(没有示出)之下。
整体上，发动机组件1包括涡轮喷气发动机2，挂架4，以及 多个用于确保将涡轮喷气发动机2固定在挂架4下部的发动机连接 4牛6a、 6b、 8、 9 (连4妻4牛6b在图l上净皮连4妻^f牛6a挡4主)。^f直4寻注 意的是，组件1被机舱(没有示出)包围，并且挂架4包括能确保 该组件1悬挂在航空器机翼下的另一系列连接件(没有示出)。
在所有接下来的阐述中，根据惯例，与涡轮喷气发动机2的纵 向轴线5的平4亍方向称作X,相对于同一涡4仑喷气发动才几2的4黄向 定向方向称作Y，以及竖直方向或高度方向称、作Z，该三个方向相 互正交。
另一方面，应i人为术语"前"和"后"是相对涡4仑喷气发动扭j 2所施加推力而发生的4元空器前进方向而言，该方向由箭头7示意 性示出。
如图1所示，可见^f又仅示出了挂架4的刚性结构10。在该挂架 4没有示出的其它构成元件，诸如确保系统隔离和固定在适当位置 中同时支撑流线型外壳的二级结构，这些元件是与现有技术中的元 件相同的或者相似的传统元件，并且被本领域技术人员所知。因此， 不对这些元件进行任何详细描述。
另一方面，涡轮喷气发动机2的前部设置有较大体积的风机壳 体12，该壳体限定环形风机管道14，并且涡轮喷气发动机2在接 近后部处包括较小体积的中央壳体16,该中央壳体将涡轮喷气发动 才几才几芯封闭在内。最后，中央壳体16沿向后方向通过喷气壳体
(exhaust case) 17延长，该喷气壳体17的体积大于壳体16。显然， 这些壳体12， 16和17彼此连接在一起。由如上所述得出结论，在 4匕4尤选;也，滿4仑喷气发动才几具有4史高的旁通比(bypass ratio,又称、
涵道比)。
如图l所示，本发明的其中一种特殊性存在于，第一前发动机 连接件6a以及第二前发动机连接件6b相对于由轴线5和方向Z限 定的平面P对称，其两个都用于固定在风才几壳体12上。
由于，参照图2所示，可见示意示出的第一连4妄件6a和第二 连才妻件6b i殳置为相对该平面P对称，并且两个都优选设置于风4几 壳体12的周边环形部分上，更一青确的说是在该同一部分的后部上。
因此可以知道第一和第二前发动才几连4妄件6a、 6b在周边环形 部分上是完全相对的，该周边环形部分具有风才几壳体12的圆柱外 表面18， 以i"更纟从向轴线5和方向Y限定的第二平面P，穿过每个 连接件6a， 6b。
如图2中的箭头示意示出，第一前连4妻件6a和第二前连冲妄件 6b每个都被设计为能吸收涡轮喷气发动机2沿方向X和方向Z上 4旦不是沿方向Y上产生的作用力。
通过这种方式，两个相互距离4艮远的连接件6a、 6b共同确保 吸4文沿方向X上施力d的力头巨以及沿Z方向施力p的力头巨。
还是参照图2，可见第三个前发动才几连4妄4牛8 4皮示意示出并固 定于风4几壳体12的周边环形部分上，同样优选地在该部分的后部 上。
连接件6a、 6b、 8通过发动机结构部件这个媒介(没有示出) 固定于风才几壳体12的周边环形部分上，这些结构部件优选有效地 设置于周边环形部分的后部。但是，也有可能遇到某些发动机，其 结构部件更位于4妄近周边环形部分的前部，意p木着连4妻件6a、 6b、 8更固定于接近发动机的前部，总是固定于风机壳体12的周边环形 部分上。
第三连4妄件8位于在风才几壳体12最高部分上，因而在周边环 形部分的最高部分上，因此虚拟地j皮所上述的第一平面P穿过。另 外，平面YZ (没有示出)优选地穿过三个连接件6a、 6b和8。
如图2的箭头示意地示出，第三发动机连接件8被设计为仅仅 能吸收涡轮喷气发动机2沿方向Y而不沿方向X和Z产生的作用力。
还是参照图2，可见示意示出的后发动才几连冲妻件9固定于刚性 结构10 (在该图中未示出)和喷气壳体17之间，并优选在具有最 大直径的壳体17部分处。值得注意的是，4青确地说，第一平面P 优选地虚拟穿过该后连4妄件9 。
如图2的箭头所示，后发动机连接件9被设计为仅仅能吸收涡 專仑喷气发动才几2沿方向Z而不沿方向X和Y产生的作用力。
通过这种方式，该连4妻件9因此与两个前连4妻件6a和6b共同 确^f呆p及收沿方向Y的力矩。
自然地，该后连4妄件9的方i:置可以有所不同，即，可以在涡4仑 发动机2的中央壳体16上，优选在其后部，或者还可在中央壳体 16和喷气壳体17之间的连4妻处20处。
在所有这些情况下，该后连接件9因此位于具有高旁通比的涡 轮喷气发动机的二级流量的环形管道(没有示出)内。但是，其功 能限制于对竖直作用力的吸收，这意味着其体积相对较小，使得由 该后连接件9引起的二级流量干扰仅仅很微小。因此，这样能获得 在涡轮喷气发动机的整体性能上的重要改进。
值得注意的是，若发动才几连接件6a、 6b、 8和9在图1和图2
中一皮示意地示出了，需要理解的是，这些连4妄件可才艮据该领域的4支 术人员所知的所有形状得到实现，诸如与吊耳(manille)和支架 (fermre )的组件相关的形状。
如上所述，与上述i殳置相关的主要优点之一在于，在风才几壳体 12上的前发动机连接件6a、 6b和8的具体位置使得在航空器飞行 的不同情况下的中央壳体16的弯曲度大幅度的减少，并因此4吏得 与中央壳体16相对(contre)的压缩机和涡轮的叶片摩擦引起磨损 大幅度减少。此外，另一个优点在于在发动才几制造过程中能减工作 间隙并因此能够获得更好的效率。
参照图4，可见挂架的一种实施例，其中只示出了该刚性结构10。
首先，值得注意的是，该刚性结构10被设计为相对于上述的
第一平面p对称。
该刚性结构10包括纵向中央箱梁22(也称为抗扭箱梁)，该中 央箱梁乂人结构10的一端向另一端在与同一方向几乎平一亍的方向X 上延伸。值得注意的是，该箱梁22可由两个侧部翼梁(没有标号) 的组件形成，该侧部翼梁沿平行的平面XZ内的X方向延伸，并且 该侧部翼梁通过横向翼肋(没有标号)相互连接，该横向翼肋的定 向是与平面YZ平行的。
首先，该箱梁22的前部末端处，刚性才几构10支撑乂人箱梁22 沿方向Y凸出的两个侧部箱梁24a, 24b。
两个侧部箱梁24a 、 24b分别支撑两个前发动才几连4妄件6a 、 6b 并且每个^尤选;也具有下表面26a、 26b,这些下表面共同限定在圓形 截面基本上是圓柱形的虚拟面的部分(没有显示)以及与中央箱梁 22以及涡4仑喷气发动才几的纟从向轴线5相平4亍的纵向轴线34。 乂人另 一方面^井，该两个下表面26a和26b在其全部长度上每个具有^f立于 该虛拟面32周围并与其4妄触的合适的曲率。因此，通常，两个侧 部箱梁24a、 24b —起形成圆形截面上基本是圓柱形的外罩/护圈的 部分，并有可以位于涡轮喷气发动机2的中央壳体16的周围或者 远距离处。当然，该i殳置有利于二级气流穿过组件1流出。
此外，值得注意的是，前发动机连接件6a与侧部箱梁24a的 前闭合边框28a相连接，而前发动机连接件6b与侧部箱梁24b的 前闭合边框28b相连4妻，如图4示意所示，图4还示出了前发动才几 连冲妄4牛8安装于箱梁22的前闭合边才匡31，该边才匡28a、 28b、 31 i殳置于同一平面YZ内。
参照图3，可见才艮据本发明的第二个优选实施例(挂架没有示 出)的航空器发动机组件1。
该组件与在上述第一个优选实施例范围内的组件相似。因此， 带有同 一些#t字标号的元件与相同的或相似的元件相符合。
该第二个伊乙选实施例示出的主要不同在于除去第三前发动枳j 连接件，并预设后发动机连接件9不仅〗又只确保吸收沿方向Z施加 的力矩，也吸收沿方向Y施加的力矩。 因此，该第二个优选实施例(全部如同第一个优选实施例)产 生一种替换方式，该替代方式能获得形成静态确定的装配系统的多 个发动纟几连4妄件。
当然，本领域技术人员可对上述的航空器发动机组件1进行各 种的修改，上述的航空器发动机组件l仅仅是示例性的而非限制性 的。在这方面可明显注意到，若发动机组件1的设置适用于将其悬 挂在^L空器才几翼之下，该发动机组件l还可i殳计为不同的构造，侵_ 其能安装在该同一机翼之上，甚至在航空器机身后部。
权利要求
1.用于航空器的发动机组件(1)，包括涡轮喷气发动机(2)、挂架(4)以及插在所述挂架(4)和所述涡轮喷气发动机(2)之间的多个发动机连接件(6a，6b，8，9)，特征在于，所述多个发动机连接件(6a，6b，8，9)包括第一前发动机连接件(6a)和第二前发动机连接件(6b)，所述第一和第二前发动机连接件固定于涡轮喷气发动机风机壳体(12)上，且相对所述涡轮喷气发动机(2)纵向轴线(5)和其竖直方向(Z)限定的平面对称，并且所述第一和第二前发动机连接件(6a，6b)每个都设计为吸收沿所述涡轮喷气发动机(2)纵向方向(X)和沿其竖直方向(Z)上施加的作用力，特征还在于，所述多个连接件(6a，6b，8，9)还包括设计为吸收沿所述涡轮喷气发动机(2)的竖直方向(Z)施加的作用力的后发动机连接件(9)。
2. 根据权利要求1所述的用于航空器的组件(1 ),其特征在于， 所述后发动机连接件(9)设计为仅仅吸收沿所述涡轮喷气发 动机(2)的竖直方向(Z)施加的作用力，特征还在于，所 述多个发动机连接件(6a， 6b， 8， 9)还包括固定于所述风机 壳体(12 )的第三前发动机连接件(8 )，上述由所述涡轮喷气 发动机(2)的所述纵向轴线(5)和其竖直方向(Z)限定的 所述平面穿过所述第三前发动才几连4妻<牛，所述第三前发动4几连 接件(9 )设计为仅仅吸收沿所述涡轮喷气发动机(2 )横向方 向(Y)施力o的作用力。
3. 根据权利要求2所述的用于航空器的组件(1 )，其特征在于， 所述第一、第二和第三前发动4几连4妾4牛(6a， 6b, 8)固定于 所述风机壳体(12)环形周边部分(18)。
4. 根据前述权利要求中任一项所述的用于航空器的组件(1 ),其 特征在于，由所述涡專仑喷气发动才几(2)的所述纵向轴线(5) 和其纟黄向方向(Y)限定的平面穿过所述第一和第二前发动枳^ 连接件(6a, 6b)。
5. 根据前述权利要求1所述的用于航空器的组件(1 ),其特征在 于，所述后发动机连接件(9)设计为也能吸收沿所述涡轮喷 气发动机(2)的横向方向(Y)施加的作用力，
6. 根据前述权利要求中任一项所述的航空器组件(1 )，其特征在 于，所述后发动机连接件(9)固定于所述涡轮喷气发动机(2) 的中央壳体(16)上。
7. 根据权利要求1到5任一项所述的用于航空器的组件(1 )，其 特征在于，所述后发动机连接件(9)固定于所述涡專仑喷气发 动机(2)的喷气壳体(17)上。
8. 根据权利要求1到5任一项所述的用于航空器的组件(1 ),其 特征在于，所述后发动机连接件(9)固定于所述涡轮喷气发 动机(2)的中央壳体(16)和所述涡轮喷气发动机的喷气壳 体(17)之间的连4妻处(20)。
9. 根据前述权利要求中任一项所述的用于航空器的组件(1 )，其 特征在于，所述多个发动才几连4妾件(6a， 6b, 8, 9)形成4争态 确定的装配系统。
10. 航空器，其特征在于，包括至少一个根据前述权利要求中任一 项所述的发动 f几组件(1 )。
全文摘要
航空器发动机组件(1)包括涡轮喷气发动机(2)、挂架(4)以及多个发动机连接件，特征在于，多个发动机连接件包括第一前发动机连接件(6a)和第二前发动机连接件(6b)，该第一和第二前发动机连接件固定于涡轮喷气发动机风机壳体和相对涡轮喷气发动机纵向轴线(5)和其竖直方向(Z)限定的平面(P)对称，并且第一和第二前发动机连接件每个设计为吸收沿涡轮喷气发动机纵向方向(X)和沿其竖直方向上施加的作用力，特征还在于，多个连接件还包括设计为吸收沿竖直方向施加的作用力的后发动机连接件(9)。
文档编号B64D27/18GK101180213SQ200680017730
公开日2008年5月14日 申请日期2006年5月22日 优先权日2005年5月23日
发明者利昂内尔·迪奥雄, 奥利维耶·特卢, 让-米歇尔·塞陶特 申请人:法国空中客车公司