专利名称：包括安装在两个不同部件上的风扇整流罩支架的用于飞行器的发动机组件的制作方法
技术领域：
本发明通常涉及一种用于飞行器发动4几组件，该发动才几组件包括发动才几、发动4几悬挂装置和包围发动坤几的发动才几罩，该发动才几罩具有风扇整流罩，所述发动机悬挂装置包括刚性结构和前空气动力学结构，风扇整流罩铰接地安装在该前空气动力学结构上。
这种类型的装置也称作悬挂架或"EMS"("发动机安装结构")，可以整体上将如涡轮喷气发动机的发动机安装在飞行器的枳j翼下面，或者将该发动机安装在机翼上面，甚至将该发动机安装在飞行器机身后部。
背景技术：
实际上，提供这种悬桂装置以形成发动机与飞行器机翼之间的连接接口 。这种悬挂装置允许将由相关的涡轮发动机产生的力传递至该飞行器的结构上，并且还允许在发动才几与飞行器之间进行燃4+、电、液压以及空气的传车叙。
为了确保力的传递，悬挂装置包括通常为"箱体"类型的刚性结构(该刚性结构也被称为主结构)，即由上翼梁和下翼梁以及经由横翼肋彼此连接的侧壁板组装形成的结构。另 一方面，该悬挂装置i殳置有置于发动才几与刚性结构之间的悬桂件，这些悬桂件总体上包括两个发动机紧固件以及用于传递由发动机产生的推进力的装置。在现有技术中，这种推进力传递装置通常包4舌两个侧连4干，所述连4干一方面连4矣至发动才几的罩(i者如风扇罩或中间罩)，另 一方面连接至固定在发动机的中央罩或排气罩上的后紧固件。
以相同的方式，悬挂装置还包括另一组紧固件，这一组紧固件形成置于刚性结构与飞行器机翼之间的安装系统，这种系统通常由两个或三个紧固件组成。
此外，挂架具有多个副结构，尤其所述副结构在支撑空气动力学整流罩的部件的同时保证系统的隔离和保持，这些部件通常采用集成在副结构上的壁板或盖板的形式。本领域技术人员已知地，副
结构与刚性结构(也#:称为主结构)不同，因为副结构不用于〗呆i正力的传递，该力由发动才几产生并且向飞行器的一几翼传递。
在副结构中，考虑位于悬挂架前部的前空气动力学结构，该前空气动力学结构不仅具有空气动力学整流罩的功能，还允许不同系统(空气、电、液压、燃料系统)之间的隔离和传输。并且，该前空气动力学结构支撑相关发动机的风扇整流罩，然而推进力反向装置整流罩通常由悬挂架的刚性结构支撑。
在现有技术的解决方案中，前空气动力学结构通常包括支架，该支架覆盖有固定安装在其上的空气动力学罩。因此，空气动力学整流罩(也称为空气动力学整流罩的板壁或者部件)覆盖支架，该支架起到支撑风扇整流罩的结构性作用。
上述支架通常借助适当的悬挂件安装在刚性结构上。然而，当发动机组件被施加;f艮大的力时(诸如在起飞和着陆期间，或者在飞行期间遇到强湍流时)，前空气动力学结构的支架与刚性结构连接在一起导致组件的整体几何变型，并且更具体地导致发动^几罩的几何变型。尤其，有时可以看到在发动才几罩的进气口和安装在所述前空气动力学结构上的风扇整流罩之间的伴随发动机变型的错位
(d6saffleurement)，该风扇整流罩与悬挂架的刚性结构连在一起，因此，该前空气动力学结构也可以与发动机罩的进气口分开。
所见的现象当然会引起阻力(train6e),该阻力损害飞行器的整
体性能。
并且，当固定地支撑空气动力学整流罩的支架不再安装于悬挂架的刚性结构上，而是只安装在与发动机罩的进气口连在一起的发动机风扇罩上时，会遇到相似的现象。在这种情况下，因此有时可以看到在与风扇罩连在一起的支架空气动力学整流罩和悬挂架的其它空气动力学整流罩(尤其连接整流罩)之间的错位。
发明内容
因此，本发明的目的是提供一种用于飞行器的发动机组件，该发动机组件克服了与实现现有技术相关的上述缺点。
为此，本发明提供一种用于飞行器的发动机组件，该发动机组件包括发动机、发动机悬挂装置和包围发动机的发动机罩该发动扭j罩具有风扇整流罩，该悬挂装置包括刚性结构和前空气动力学结构，该前空气动力学结构具有支架，风扇整流罩4交4妾在该支架上，并且该支架覆盖有空气动力学整流罩，，前空气动力学结构的支架装配有安装在悬挂装置的刚性结构上的后悬桂件。根据本发明，前空气动力学结构的支架还装配有安装在发动机的风扇罩上的前悬挂件。
7因此，因此所提供的装配能够很大程度地限制上述错位的有害
影响，由于在给该组件施加强应力时，支撑风扇整流罩的前空气动力学结构的支架的前部能够更好地弥补发动机的变形。因此，能够
保持发动机罩的进气口和风扇整流罩之间的对齐接合，这允许对实
现现有技术时遇到的阻力损耗(les pertes en train6e )进行限制。在该方面，由于后悬挂件的存在，该阻力损耗通过保持空气动力学整流罩和悬挂架的其它空气动力学整流罩之间的对齐接合也得以减小，而且由于前悬挂件的存在，这些阻力损肆毛通过保持空气动力学整流罩和进气口之间的对齐接合同样得以减少。
并且，因为该支架现在装配有安装在发动才几的风扇罩上的前悬挂件，因此该特殊装配能够有利地限制以前遇到的支撑风扇整流罩的结构支架的向前突出。
优选地，该前悬挂件采用前紧固件的形式，该前紧固件祐 没计为传递沿发动机的纵向、沿该发动机的横向以及沿该发动机的垂直方向施力口的力。
此外，后悬挂件优选地包括两个后半-紧固件，这两个后半-紧固件设置在悬挂装置的刚性结构前部的相对两侧，这两个后半-紧固件中的每一个纟皮i殳计为传递沿发动才几的4黄向和沿发动才几的垂直方向施加的力，并且每个后半-紧固件允许限制前空气动力学结构的支架的后部和刚性结构的前部之间的沿发动机的纵向的相对移动。
换句话说，这两个后半-紧固件中的每一个都传递沿横向和垂直方向施加的力，而不传递沿纵向施加的力，因此每个后半-紧固件可以传递(absorb6s )前空气动力学结构的后部和刚性结构的前部之间的沿该纵向的轻纟效的相对位移。因此，构成前空气动力学结构的悬挂件整体的前紧固件和两个 后半-紧固件的组合能够获得非常接近于均衡安装系统的悬挂件。
作为说明，应当注意，在上面的描述中，提到了由不同紧固件 传递沿发动机的横向和垂直方向施加的力。这尤其适用于发动机安 装在飞行器机翼上面或者悬挂在飞行器的机翼下面，并且可选择 地，也适用于发动4几安装在飞行器的才几身后部。然而，在上述情况 中，有可能由那些紧固件传递的力不再如上所述的相对于发动4几的 横向和垂直方向定向，而是分别沿垂直于纵向的发动片几第 一 方向以 及沿垂直于该第一方向和纟从向的发动才几第二方向定向，因此，这些 第一方向和第二方向中的每一个都相对于发动机的垂直方向和才黄 向倾斜。很明显，如本领域的技术人员已知地，发动机第一方向和 第二方向的前述倾斜度取决于发动机组件的几何形状，并取决于发 动才几组件相对于^^身后部的位置。
优选地，这两个后半-紧固件相对于组件的中间平面对称地i殳
置，该中间平面通过发动才几的纵向轴线。在这里还应当注意，限定 该平面的第二方向才艮据所采用的结构而给定。通过示例来i兌明，如 果发动机安装在飞行器的机翼上面或悬挂在飞行器的机翼下面，该 第二方向通常是发动才几的垂直方向。
在该发动机组件中，发动机罩通常包括与风扇整流罩对齐的进
气口，并且该进气口位于这些风扇整流罩的前面，优选地i殳置空气 动力学整流罩固定地安装在支撑上述前和后悬挂件的支架上。由于 该组件还优选地包括用于风扇整流罩的多个4交接件，其中至少一些 铰接件安装在该支架上，因此该空气动力学整流罩优选地唯一 固定 在它的支架上，并且覆盖该充当风扇整流罩的结构支撑的支架。
优选地，^吏悬挂装置的刚性结构的前部穿入支架的后部。
9此外，悬挂装置优选地包括多个发动机紧固件，这些紧固件中 的发动才几前紧固件一方面固定在刚性结构上，并且固定在发动才几的 风扇罩上。在这种情况下，因此优选地将发动才几前紧固件沿发动^L 的纵向设置在前空气动力学结构的支架的前悬桂件和后悬挂件之间。
最后，本发明的另一个目的在于提供一种飞行器，该飞行器包 括至少一个如上所述的发动才几组件，该发动机组件安装在该飞行器 机翼上或者安装在飞行器的机身后部。
本发明的其它优点和特性在下面详细的非限制性的描述中将 变得显而易见。
将参照附图进行描述，其中
图1是根据本发明一个优选实施例的用于飞行器的发动机组件
的局部透一见图2是图1中示出的发动机组件的局部侧视图；以及
图3和图4是图1中示出的发动机组件的两个不同角度的局部
细节透一见图。
具体实施例方式
首先参考图1和图2，可以看到用于飞行器的发动机组件1固 定在该飞行器的机翼(未示出)下面，该组件1包括悬挂装置4、 悬挂在该装置4下面的诸如涡轮喷气发动一几的发动纟几6,以及发动 才几罩3，在图1中只示出了该发动才几罩的前部。约定地，在以下的所有描述中，称X为装置4的纵向方向，该 纟从向方向与涡豸仑喷气发动才几6的纟从向方向相似，该X方向平4于于该 涡轮喷气发动机6的纵向轴线5。另外，称Y为相对于装置4的横 向方向，并且该一黄向方向与涡4仑喷气发动才几6的4黄向方向相合乂，以 及称Z为垂直方向或高度方向，这三个方向X、 Y和Z彼此正交。
另外，术语"前"和"后，，相对于在涡轮喷气发动机6施加的 推进力下飞行器的前进方向来考虑，这个方向由箭头7示出。
总体上，悬挂装置4包括刚性结构8,该刚性结构具有发动机 6悬挂件，这些悬挂件包括多个发动机紧固件10, 12,以及一个传 递由发动机6产生的推进力的装置14。
作为说明，注意到悬挂装置4包括另一组固定在刚性结构8上 的紧固件(未示出)，该组紧固件能够确保将该组件1悬挂在飞行 器的机翼下面。
并且，悬挂装置4包括多个连接在刚性结构8上的副结构。这 些副结构在支撑空气动力学整流罩的部件的同时确保系统的隔离 和保持，所述空气动力学整流罩的部件将会在下面描述。
如图所示，在涡轮喷气发动才几6的前部具有限定风扇的环形通 道20的大尺寸的风扇罩18，并且向后包括具有更小尺寸的中央罩 22,在该中央罩中包含涡轮喷气发动机的核心。罩18和2(M皮此连 在一起并且具有通常^皮命名为中间罩的连"t娄件。最后，明确指出中 央罩22通过排气罩(未示出)向后延伸。
如在图1中可以清楚的观察到，装置4的发动机紧固件10, 12 的数量为两个，并且分别命名为发动机前紧固件和发动才几后紧固 件。发动机前紧固件IO优选地设置在刚性结构8的前部和风扇罩18的上部(即径向端部)之间。该发动机前紧固件10被设计为传
统的且本领域技术人员已知的形式，例如设置为用于传递沿着x、
Y禾口 Z三个方向施力口的力。
另一方面，发动机后紧固件12同样以传统的且本领域技术人 员已知的形式实it见，并且可以^皮i殳计为用于传递沿着Y和Z方向施 加的力，该发动机后紧固件设置在刚性结构8的更靠后的部分和中 央罩22或排气罩之间。
传递由发动才几产生的推进力的装置14具有两个连杆的传统形 式，每个连杆位于发动机6的一侧，每个连杆的前端安装在风扇罩 或中间罩的后部上，并且后端^皮连接在发动机后紧固件12上或者 该后紧固件附近的刚性结构8上。
在本发明的优选实施例中，刚性结构采用从前向后几乎沿着X 方向延伸的箱体形式。
在图1中更好地示出了箱体8，该箱体采用了与通常见到的用 于涡轮喷气发动机的悬挂架相似设计的挂架形式，尤其设置横翼肋 9中的每一个为在YZ面上的矩形形状。
更具体地参照图2,在挂架4的副结构中包4舌前空气动力学结 构24、后空气动力学结构26、前空气动力学结构和后空气动力学 结构的连接整流罩28 ，以及后下空气动力学整流罩30。
总体上，除了下面将会详细地描述的前空气动力学结构24以 外，这些副结构是与现有4支术中遇到的且本领域4支术人员已知的部 件 一致或相似的传统部件。
12更确切地，前空气动力学结构24(出于清楚的原因，在图1 中只示出一个)通常安置在机翼的前部且固定在主结构8上，并且 略高于主结构8。该前空气动力学结构在铰接在刚性结构上的风扇 整流罩的上部和机翼的前缘之间具有空气动力学外形的功能。因 此，该前空气动力学结构24不仅具有支撑风扇整流罩和空气动力 学整流罩的功能，还能够使不同系统(空气、电、液压、燃料系统)
之间隔离禾M专專lr。
连接整流罩28 (也被称为"卡门(karman )")直接位于安装在 刚性结构8上的该结构24的后延伸部分中。然后，还是向后，连 接整流罩28由后空气动力学结构26延伸，该后空气动力学结构包 括液压设备的主要部分。该结构26优选地完全位于刚性结构8的 后面，并且因此固定在飞行器的机翼下面。
最后，后下空气动力学整流罩30(也被称为"护罩(bouclier)" 或"尾部支架整流装置")位于刚性结构8和后空气动力学结构26 下面。该后下空气动力学整流罩的主要功能是形成防火屏障以及形 成发动机的排气口和悬挂架之间的连续体。
现在更具体地参照图1，可以看到发动4几罩3的一部分在它的 前端包括固定在风扇罩18前部的进气口 32，该进气口 32后面紧4妾 着两个风扇整流罩34 (由于这是透-见图，因此只能看到一个)，每 一个风扇整流罩铰接安装在上述副空气动力学结构24上面。尽管 未图示，应当理解，传统设计的发动机罩3的后部包括本领域技术 人员已知的其它部件，例如，安装在刚性结构8上的反推力整流罩。
现在参照图3和图4，其尤其详细地示出了前空气动力学结构 24,该结构包4舌本发明众多特点中的一个。
13前空气动力学结构24具有形成该部件(前空气动力学结构) 的结构部分的支架40。该部件整体上在风扇罩18的上方延伸并且 以本领域技术人员已知的传统方式组成，即，由几乎沿X方向延伸 的多个翼梁和向下开口的拱形结构(例如，从图3和图4中能清楚 地看到的几乎半圓柱形)组成。在这些附图中，还可以看到悬挂架 4的刚性结构8的前部通过至少穿过该支架的第一拱形结构而穿入 到该支架内部。此外，由于上述发动才几前悬挂件10安装在刚性结 构8的前端，这意味着该发动机前悬挂件10部分地位于由支架的 4共形结构限定的内部空间中。在该方面，应当注意，在图3和图4 中，为清楚起见，未示出与风扇罩18连接的紧固件10的下部。
为确保在发动机组件1上安装支架40,设置以下将会描述的前 悬挂件和后悬挂件。
关于前悬挂件，这些悬挂件总体上采用前紧固件42的形式， 该前紧固件连冲妄在支架40的前端。本发明的一个特点在于，该前 紧固件42不4又连4妻支架40而且还连4妾发动4几的风扇罩18。更具体 i也，该前紧固件安装在风扇罩18的上径向端部，并且优选;也一皮i殳 计为传递沿发动才几的每个方向X、 Y、 Z施加的力，如图3和图4 中的箭头所示。作为说明，该发动机紧固件可设置为诸如本领域技 术人员已知的传统的配件和销。在附图中的实施例中，紧固件整体 上采用倒V形配4牛的形式，该V形配4牛的向上定向的顶端定义由 沿发动机X方向定向的销穿过的夹持架(chape)，并且该销确保该 V形配件与另一个固定在支架40上的V形配件连4妄，该另一个V 形配件的顶端向下，因此与上述第 一个V形配4牛的顶端4妄合。
另外，后悬挂件优选地采用两个后半-紧固件的形式，所述两个 后半—紧固件设置在刚性结构8的前部的相对两侧。如图3和4所示， 这两个半_紧固件44a, 44b优选地设置在发动机前紧固件10的后面， 从而使该发动才几前紧固件沿X方向位于前空气动力学结构24的前
14悬挂件和后悬挂件之间。两个后半-紧固件44a, 44b中的每一个都 优选地-没计为传递沿Y和Z方向施加的力，而不传递沿X方向的 施力o的力。此夕卜，这两个后半-紧固件被设计为本领域技术人员已知 的且传统的销和配件。作为i^明，应当注意，每个半-紧固件可以包 括沿Y方向延伸的配件，与该配件的连《^妄刚性结构8的端部相对的 该配件的端部具有一个夹持架(chape),该夹4寺架由销穿过，该销 与容纳在所述夹持架中且连^妄支架40的配件配合。并且，这两个 后半-紧固件44a, 44b中的每一个因此被设计为允许限制空气动力 学结构24的后部和挂架的刚性结构8前部之间的沿X方向的相对 移动。应当注意的是，如图3和4清楚地看到的，如果前悬挂件设 置在支架40最前面的拱形结构上，则两个后半-紧固件44a， 44b 设置在支架40的最后面的拱型结构上。另外，这两个半-紧固件相 对于通过发动机的纵向轴线5的一个中垂面P对称设置，该中垂面 P总体上形成用于设置在飞行器的机翼下面的发动机组件的对称平 面。
支架40覆盖有空气动力学整流罩46，该空气动力学整流罩优 选地唯一固定在该支架40上，而不固定在发动机组件的其它部件 上，该支架具有多个用于风扇整流罩34的铰接件，这些铰接件优 选设置在支架的两个侧翼梁中的每一个上，这两个侧翼梁设置在平 面P的相对两侧。因此，两个翼梁50中的每一个具有多个4交4妄件 48，这些铰接件与发动机罩的其中一个风扇整流罩34连接，这些 由每个翼梁50支撑的铰接件48可以构成用于给定的风扇整流罩的 全部或部分悬挂件。在图3和4中的示例中，设置在给定的翼梁50 上的4交接件48 (例如其数量是3个)与位于三个铰接件后面的延伸 部分中的第四个4交接件48配合，该第四个4交接件48实际上安装在 刚性结构8的前部且在空气动力学结构24的后悬挂件后面。自然 地，对于两个风扇整流罩34中的每一个，设置在支架上的4交*接件48或者位于后面的在刚性结构8上的4交接件48沿着风扇整流罩34 的铰接轴线来设置。
当然，本领域才支术人员可以才是供以上唯一地作为非限制例子来 描述的本发明的多种变型。在这方面，尤其可以指定发动才几组4牛1 表现为用于悬挂在飞行器才几翼下面的结构，该发动4几组件1还可以 表现为不同的结构，该结构能够安装在该机翼的上面，甚至安装在 该飞行器的机身后部上。
1权利要求
1. 一种用于飞行器的发动机组件(1)，所述发动机组件包括发动机(6)、发动机悬挂装置(4)和包围所述发动机(6)的发动机罩，所述发动机罩具有风扇整流罩(34)，所述悬挂装置(4)包括刚性结构(8)和前空气动力学结构(24)，所述前空气动力学结构具有支架(40)，所述风扇整流罩铰接安装在所述支架上，并且所述前空气动力学结构覆盖有空气动力学整流罩(46)，所述支架(40)装配有安装在所述悬挂装置(4)的刚性结构(8)上的后悬挂件(44a，44b)，其特征在于，所述前空气动力学结构(24)的所述支架(40)还装配有安装在所述发动机(6)的风扇罩(18)上的前悬挂件(42)。
2. 根据权利要求1所述的发动机组件(1 ),其特征在于，所述前 悬挂件(42)采用前紧固件的形式，所述前紧固件4皮^没计为传 递沿所述发动才几(6)的纵向(X)、沿所述发动才几的横向(Y) 以及沿所述发动才几的垂直方向(Z)施力a的力。
3. 根据权利要求1或2所述的发动机组件(1 )，其特征在于，所 述后悬挂件包括设置在所述悬挂装置(4)的刚性结构(8)前 部的相对两侧的两个后半-紧固件(44a， 44b),所述两个后半 -紧固件中的每一个都被设计为传递沿所述发动机(6)的横向(Y)以及沿所述发动机的垂直方向(Z)施加的力，而且每 一个后半_紧固件都允许限制所述前空气动力学结构(24)的所述支架(40)的后部与所述刚性结构(8)的前部之间的沿 所述发动才几(6)的纟从向(X)的相对移动。
4. 根据权利要求3所述的发动机组件(1 ),其特征在于，所述两 个后半-紧固件(44a, 44b)相对于所述组件(1 )的中间平面(P)对称地设置，所述平面通过所述发动才几(6)的纵向轴 线(5 )。
5. 4艮据上述权利要求中任一项所述的发动机组件(1 ),其特征在 于，所述发动机罩(3)包括与所述风扇整流罩(34)对齐的 进气口 (32)，并且所述进气口位于所述风扇整流罩的前面。
6. 根据上述权利要求中任一项所述的发动机组件(1 ),其特征在 于，所述空气动力学整流罩(46)固定地安装在支撑所述前和 后悬挂件(42, 44a, 44b)的所述支架(40)上。
7. 才艮据上述4又利要求中任一项所述的发动才几组件(1 )，其特4正在 于，所述悬挂装置(4)的所述刚性结构(8)的前部穿入所述 支架(40)的后部。
8. 4艮据上述权利要求中任一项所述的发动机组件(1 ),其特征在 于，所述发动机组件包括用于风扇整流罩的多个铰接件(48 )， 这些4交4妾件中的至少一些固定在所述支架(40)上。
9. 根据上述权利要求中任一项所述的发动机组件(1 ),其特征在 于，所述悬挂装置(4)还包括多个发动机紧固件，所述发动 机紧固件中的发动机前紧固件(10 ) —方面固定在所述刚性结 构(8)上，另一方面固定在发动冲几(6)的风扇罩(18)上。
10. 根据权利要求9所述的发动机组件(1 )，其特征在于，所述发 动才几前紧固件(10)沿所述发动才几(6)的纵向(X)设置在 所述前空气动力学结构(24)的所述支架(40)的所述前悬挂 件和后悬桂件之间。
11. 一种飞行器，所述飞行器包括至少一个根据上述权利要求中任 一项所述的发动4几组件(1 ),所述发动才几组件组装在所述飞行 器的机翼上或者机身后部。
全文摘要
本发明涉及一种用于飞行器的发动机组件，包括发动机、发动机悬挂装置(4)和包围该发动机的发动机罩，该发动机罩具有风扇整流罩(34)，该悬挂装置(4)包括刚性结构(8)和前空气动力学结构(24)，该前空气动力学结构上铰接有风扇整流罩，该前空气动力学结构(24)装配有支架(40)，该支架具有安装在刚性结构(8)上的后悬挂件(44a，44b)。根据本发明，该支架还装配有安装在发动机的风扇罩(18)上的前悬挂件(42)。
文档编号B64D27/26GK101489871SQ200780025763
公开日2009年7月22日 申请日期2007年7月10日 优先权日2006年7月11日
发明者弗雷德里克·罗什, 让-马克·马丁奥 申请人:法国空中客车公司