专利名称：用于装备飞行器的涡轮喷气发动机的发动机舱的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种用于装备飞行器的涡轮喷气发动机的发动机舱。
背景技术：
—飞行器受到一个或多个各容置于一发动机舱中的涡轮喷气发动机所推动，所述 发动机舱还包含一组与其运转相联结的辅助致动装置，当该涡轮喷气发动机运转或停止 时，执行各种功能。这些辅助致动装置特别地包含一个用以驱动推力反向器的机械系统。
—发动机舱通常具有一个管状结构，其包含位于所述涡轮喷气发动机前方的一进 气段、用于围绕该涡轮喷气发动机的一个风扇的一中段、可以容置推力反向装置并用于围 绕该涡轮喷气发动机的燃烧室的一后段，且通常以一喷射管结束，其排气口位于所述涡轮 喷气发动机的下游。 现代发动机舱常常用于容置一旁路涡轮喷气发动机，其可经由转动风扇的翼片而 产生源自于涡轮喷气发动机的燃烧室的热气流(也称为主要气流)。 —发动机舱通常具有一外部结构，其与一同心的内部结构一起界定一供流动的环
形导管，也称为一流道，用于引导一冷气流，也称为副气流或旁路气流，其在该涡轮喷气发
动机的外侧经过。主气流和副气流经由发动机舱后段，而从所述发动机排出。 因此，飞机的每一推动单元由一发动机舱和一涡轮喷气发动机形成，且是由飞机
的一固定结构吊挂着，例如，经由附着在所述发动机或发动机舱的一挂架或支柱固定在机
翼下或机身上。 发动机舱的后段通常由实质上为半圆柱形的一个第一半壳和一个第二半壳形成， 各在发动机舱纵向垂直对称平面的一侧，且被安装使得其可以这样的一种方式移动，以至 于它们可在一工作位置与一维修位置之间展开以接近所述发动机。两个半壳通常在发动机 舱顶部(12点钟位置)安装成绕一形成铰接的纵向轴枢转。半壳借助于底部(6点钟位置) 接合线所置放的锁定装置维持于关闭位置。 每一半壳借助于一支撑物而展开，所述支撑物的一端固定并连接到所述涡轮喷气 发动机，且另一端连接到所述壳，在一上部或在其12点钟位置，在与所述铰接轴略微偏移 的一点处。 所述中段与后段，以常规的方式，借助于一框架连接在一起，第一半壳与第二半壳 通常装备有定位装置，其在工作位置中与建立于框架上的互补定位装置相互协作。
这种类型的发动机舱具有下面所说明的缺点。 当发动机舱打开时，也就是说，当两个半壳相互远离时，每一半壳有变形的趋势。 由于所述支撑物的位置和相联结的反作用力，加剧了这样的变形。此外，维修操作可在户外 执行，这意味着风的存在进一步加剧了展开的半壳的变形。 要记得，一般来说，铰接销附着在后段的后面部分，且在所述半壳接合的上部区域 中。 因此，当发动机舱在维修位置时，这些半壳位于较低的接合区域且位于后段与中段之间界面的端部向下且向涡轮喷气发动机移动。 接着这些历经大量移动的端部可能与发动机舱的其它部分抵触，尤其是由于所述 端部往涡轮喷气发动机方向的移动。 为了限制这些端部的这种移动，众所周知的做法是对每一半壳位于离铰接轴一定
距离的区域中装配有至少一第一从动元件，所述发动机舱安装有一固定的第一制导元件，
当所述第一半壳转动时，所述第一从动元件被设计成抵住第一制导元件。 以这种方式，位于离转动轴一定距离的区域的移动被抵住固定凸轮的从动元件所
限制，因此限制每一半壳的最大变形。 但是，这种类型的发动机舱必须伴有一制导元件的使用，制导元件很长，因为其必
须在相对应的半壳的角移动过程的大部分中伴随从动元件的移动。 大尺寸必须伴有组成发动机舱的其它周围元件的结构改变。
发明内容
本发明的一个目的在于借助提供一制导元件占据较少空间的发动机舱来减缓此 缺点。 为此，本发明涉及一涡轮喷气发动机的一发动机舱，供安装至一飞行器，所述发动 机舱包含一进气前段，用于围绕涡轮喷气发动机的一个风扇的一中段，和由至少一个第一 半壳与至少一个第二半壳形成的一后段，所述第一半壳与第二半壳被安装使得他们可绕一 轴转动以至于每一半壳可以在半壳相互靠近的一个工作位置与半壳相互远离的一个维修 位置之间展开，所述第一半壳至少装备有一第一从动元件，第一从动元件在位于离转动轴 一定距离的一区域中，所述第一从动元件被设计成抵住一第一制导元件，当所述第一半壳 转动时，第一制导元件相对于涡轮喷气发动机是固定的，其特征在于，所述第一半壳装备有 一第二从动元件，相对于第一半壳的转动轴与第一从动元件成角度偏移，当所述第一半壳 转动时，第二从动元件被设计成抵住一固定的第二制导元件。 以这种方式，当两个半壳分离时，位于离所述转动轴一定距离的区域的移动的限 制是可承受的，首先由于所述第一从动元件抵住所述第一制导元件且接着由于相对于所述 第一从动元件偏移的所述第二从动元件抵住所述第二制导元件。因此这些制导元件每个的 长度可以是短的，这意味着这些制导装置所占据的总空间总体上是小的。
优选地，第二半壳也安装有相似的从动装置和制导装置。 根据本发明的一特征，所述第一从动元件与第二从动元件分别包含一第一突出块 与一第二突出块，所述第一制导装置与第二制导装置包含至少一支承坡道，当所述第一半 壳转动时，所述第一块与第二块抵住所述支承坡道。 有利地，所述支承坡道是一单一的支承坡道，其具有一第一部分和一第二部分，这 些部分相互连续地被定位并界定一第一制导面和一第二制导面，第一制导面和第二制导面 分别形成所述第一制导元件与第二制导元件，所述第一块将会至少抵住所述第一制导面， 所述第二块将会至少抵住所述第二制导面。 根据本发明的一实施例，所述第一制导面与第二制导面相互成一角度。 有利地，所述第一从动元件与/或所述第二从动元件被设计成仅在所述第一半壳
部分转动过程中抵住所述第一及/或所述第二制导元件。
在所述第一壳的一确定的距离之外，所述第一壳的前述端部相对于发动机舱的其
它元件退回足够远。因此，所述第一半壳与发动机舱其它元件之间的前述相互作用的问题
仅仅由于发动机舱的角移动部分而产生。因此，从动件及制导元件仅仅在第一半壳的部分
转动区间执行它们的功能，这意味着这些元件所需的空间可进一步被限制。 根据本发明的一特征，当发动机舱在工作位置时，所述第一从动元件及第二从动
元件与所述第一及第二制导元件远离。 因此，所述从动和制导元件对工作位置无影B向，也就是说在飞行器飞行期间，不以 任何方式影响所述发动机舱。因此，在工作位置，每一半壳的定位以常规的方式借助于一环 形槽和一互补的刀缘是可以做到的。 优选地，所述第一半壳可以一 40度与60度之间的角移动来转动，所述第一从动元 件及所述第二从动元件与所述第一制导元件及所述第二制导元件以5度与10度之间的一 角移动协作，7度的级别较好。 根据本发明的一实施例，所述工作位置由0度的一角位置来识别，所述维修位置 由40度与60度之间的一角位置来识别，所述从动元件和所述制导元件以这样的一种方式 被排列，以使得所述第一从动元件在大约0. 3度与4度之间的一角位置抵住所述第一制导 元件，所述第二从动元件在4度与7度之间的一角位置抵住所述第二制导元件。
接着可确保的是，当前述环形刀缘从相对应的槽脱离时，所述第一制导元件确定 所述第一半壳的位置。此外，以这种方式，当所述半壳互相靠近时，所述刀缘被正确地定位， 面向所述槽，以确保后者不经历过早磨损。更重要的已知事实是，用于定位的所述槽与所述 刀缘在飞行期间是受大量压力的元件且因此为易受损的元件。 有利地，所述第一制导元件与第二制导元件固定于一框架，所述框架相对于所述 涡轮喷气发动机是固定的，允许所述后段附连至所述中段。 根据本发明的一特征，所述支承坡道具有一第一端与一第二端，当所述第一半壳 从工作位置朝所述维修位置移动时，所述第一块与第二块沿着所述坡道在从所述第一端朝 所述第二端的方向移动，所述第二端相对于所述第一端径向向外远离。
优选地，所述第二端与所述第一端在所述中段的方向远离。 所述支承坡道的形状，尽管其限制所述第一半壳的变形，但当所述半壳展开至所
述维修位置时，其仍然在某种程度上顺应所述半壳的自然变形。 本发明还涉及一飞行器，其特征在于其包含根据本发明的一发动机舱。
无论如何，借助于下述说明同时参照附加的示意图，譬如，表示此发动机舱实施
例，本发明可被充分的理解。
图1是发动机舱的纵向剖面示意图； 图2是发动机舱的后段的分解透视图； 图3是位于离转动轴一定距离的第一半壳区域的放大透视图；
图4是一侧面图； 图5至7是所述第一半壳在三个连续位置的图。
具体实施例方式图l描述根据本发明的一发动机舱，其用于装备一飞行器。发动机舱具有一管状
结构，其包含位于所述涡轮喷气发动机前方的一进气段1、用于围绕该涡轮喷气发动机的一
个风扇的一中段2、可以容置推力反向装置并用于围绕该涡轮喷气发动机的燃烧室的一后
段3，且后段3靠近一喷射管4，其排气口位于所述涡轮喷气发动机的下游。 所述发动机舱用于容置一旁路涡轮喷气发动机，其可经由转动风扇的翼片而产生
源自于涡轮喷气发动机的燃烧室的热气流(也称为主要气流)。 所述发动机舱具有一外部结构5，其与一同心的内部结构6 —起界定一供流动的
环形导管7，也称为一流道，用于引导一冷气流，也称为副空气流，其围绕该涡轮喷气发动机
的外侧经过。所述主流和副流经由发动机舱后段，从所述涡轮喷气发动机排出。 在图2中可以更具体地看到所述外部结构5包含一 内部整流罩8和一外部整流罩9。 因此，每一飞行器推动单元由一发动机舱和一涡轮喷气发动机形成，且是由飞行 器的一固定结构吊挂着，例如，借助于附着在所述涡轮喷气发动机或发动机舱的一挂架或 支柱固定在机翼下或机身上。 在图2中可以看到，所述发动机舱的后段5由实质上为半圆柱形的一第一半壳11 与一第二半壳12形成，各在发动机舱纵向垂直对称平面的一侧，且被安装使得它们可以这 样的一种方式移动，以至于它们可在一工作位置与一维修位置之间展开以接近所述涡轮喷 气发动机。两个半壳11、12在发动机舱顶部(12点钟位置)安装成绕一形成铰接的轴A枢 转。半壳借助于一底部(6点钟位置)接合线所置放的锁定装置13维持于关闭位置。
中段2与后段3，以常规的方式，借助于一框架14连接在一起，框架14相对于涡轮 喷气发动机是固定的，所述第一半壳与第二半壳装备有定位装置，在工作位置时其与建立 于固定的框架上的互补定位装置协作。 从图4尤其更加清晰地看到，所述定位装置包含总轮廓呈V形的一斜面环形刀缘 15，互补定位装置具有互补形状和互补轮廓的一槽16。 较特定地，所述环形刀缘15被定位与外部结构5的内部整流罩8的前缘17齐平。
每一半壳在内部整流罩8的前缘17装备有一安装板18，安装板18被定位于外部 结构5的内部整流罩8的较低端。 安装板18装备有朝向中段2突出的一第一从动块19与一第二从动块20。第二 块20与第一块19相对于相对应的半壳的转动轴A角度偏移。第二块20位于前述内部整 流罩8的较低端，也就是说在相对的半壳附近，第一块19与内部整流罩8更加远离。
此外，由发动机舱和涡轮喷气发动机形成的推动机组装备有一制导坡道21，其相 对于涡轮喷气发动机是固定的且附连到固定的框架14。 在图4至图7尤为明显的是，坡道21具有面向相对的半壳的一第一端22和与第 一端22相对的一第二端23。 坡道21界定3个不同的且连续的部分，也就是一位于第一端21处的衔接部分24、 一第一支承部分25和一第二支承部分26，第二支承部分位于第二段23处。
坡道21因此具有三个面向后段且如下文所述从动块将抵住的平面，即一衔接面 27、一第一制导面28和一第二制导面29。
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第二制导面29与第一制导面28成一角度。更特别地，第一制导面28实质上与后 段3的前面平行，第二制导面29向中段2倾斜。
同样地，衔接面27向中段2倾斜。 此外，第二端23相对于第一端22径向向外，以便顺应相对应的半壳变形，如下文 所述。 根据一实施例变化，坡道21可以是曲面的，无需具有不同的平面部分。
发动机舱运转的方式现在将详细地描述。 当发动机舱在工作位置时，半壳11、12相互靠近且每一半壳的环形刀缘15容置在 相对应的槽16中。 如图5中所描述的，从动块19、20在工作位置未抵住坡道21，半壳借助于前述刀缘 15和槽16保持位置。 在一维修操作期间，两半壳中的至少一个半壳是必需在以0度的一角位置所识别
的工作位置与由30度与50度之间的一角位置所识别的维修位置之间转动。 在分离的一第一阶段，例如，第一半壳11从所述0度位置移动到处于0. 3度的一
位置，以便所述环形刀缘15从相对应的槽16中脱离。第一块19接着抵住衔接面27且第
一半壳11接着可略微变形，尽管变形受限制，事实是第一块19抵住了坡道21。 在分离的一第二阶段，第一半壳11从其位于0. 3度的位置移动到位于4度的位
置。在此分离的第二阶段中，第一块19沿第一制导面28移动，接着第二块20也抵住第一
制导面28，且接着最后第一块19脱离第一制导面28。 在分离的一第三阶段，所述第一半壳从其位于4度的位置移动到一位于7度的位 置。在此分离的第三阶段，第二块20与第二制导面29接触且沿第二制导面29移动直到其 接触坡道21的第二端23。因为第二制导面29与中段2的距离变宽，所以第一半壳11在转 动时会朝中段2和向下逐渐变形。因为第二端23向外径向偏移，所以坡道21容许顺应第 二块20的向外径向移动。 在位于7度的位置，第二块20在第二端23处离开坡道21，这意味着第一半壳11 的变形不再受坡道21的限制。从动块19、20和坡道被设计以使7度位置与第一半壳11的 最大变形相对应。以这种方式，当第二从动块20离开坡道21时，第一半壳11不再有进一 步变形的趋势。这使得当第一半壳11从其维修位置移动到其工作位置时，确保第二块20 可再一次正确地与第二制导面29衔接。 因此，从动块19、20和支承坡道21仅仅在第一半壳11的部分角移动上起作用，即 在位于0. 3度的位置与位于7度的位置之间起作用。除此之外，由于发动机舱的总结构，在 第一半壳11与发动机舱剩余部分之间的干扰风险为零。 所述第二半壳12的运转原理是相同的，因此将不做进一步详细描述。 根据还未被描述的一实施例变化，发动机舱可装备有两个不同的坡道，每一块将
会抵住一坡道。 不言而喻，本发明不应局限于以举例形式所描述的上述此涡轮喷气发动机的唯一 实施例，而是相反地，其包含所有的变化。
权利要求
一种供安装至一飞行器的涡轮喷气发动机的发动机舱，包含一进气前段(1)、围绕所述涡轮喷气发动机的一个风扇的一中段(2)，和由至少一个第一半壳与至少一个第二半壳(11，12)所形成的一后段(3)，所述半壳被安装使得它们能够绕一个轴(A)转动，以使它们中的每一个都可在使所述半壳(11，12)相互靠近的一工作位置与使所述半壳(11，12)相互远离的一维修位置之间被展开，所述第一半壳(11)至少装备有在位于离所述转动轴一定距离的一区域中的一第一从动元件(19)，所述第一从动元件(19)被设计成当所述第一半壳(11)转动时抵住相对于所述涡轮喷气发动机固定的一第一制导元件(28)，其特征在于所述第一半壳(11)装备有一第二从动元件(20)，其相对于所述第一半壳(11)的所述转动轴(A)与所述第一从动元件(19)成角度偏移，其被设计成当所述第一半壳(11)转动时抵住固定的一第二制导元件(29)。
2. 根据权利要求1所述的发动机舱，其特征在于，所述第一从动元件与第二从动元件 分别包含一第一突出块(19)与一第二突出块(20)，所述第一制导装置与第二制导装置包 含至少一支承坡道(21)，当所述第一半壳(11)转动时，所述第一块与第二块(19,20)抵住 所述支承坡道(21)。
3. 根据权利要求2所述的发动机舱，其特征在于，所述支承坡道是一单一的支承坡道 (21)，其具有一第一部分与一第二部分(25， 26)，这些部分相互连续地被定位并界定一第一 制导面与一第二制导面(28，29)，所述第一制导面(28)与第二制导面(29)分别形成所述第 一制导元件与所述第二制导元件，所述第一块(19)将会至少抵住所述第一制导面(28)，所 述第二块(20)将会至少抵住所述第二制导面(29)。
4. 根据权利要求3所述的发动机舱，其特征在于，所述第一制导面与第二制导面(28， 29)相互成一角度。
5. 根据权利要求1至权利要求4中任一权利要求所述的发动机舱，其特征在于，所述第 一从动元件与/或第二从动元件(19，20)被设计成只在所述第一半壳(11)的部分转动区 间抵住所述第一制导元件与/或第二制导元件(28， 29)。
6. 根据权利要求5所述的发动机舱，其特征在于，当所述发动机舱在所述工作位置时， 所述第一从动元件与第二从动元件(19， 20)与所述第一制导元件与第二制导元件(28， 29) 远离。
7. 根据权利要求5与权利要求6中任一权利要求所述的发动机舱，其特征在于，所述 第一半壳可以40度与60度之间的一角移动转动，所述第一从动元件与所述第二从动元 件(19,20)通过5度与IO度之间的一角移动来与所述第一制导元件与所述第二制导元件 (28，29)协作，较佳是在7度的级别。
8. 根据权利要求7所述的发动机舱，其特征在于，所述工作位置由0度的一角位置来识 别，所述维修位置由40度与60度之间的一角位置来识别，所述从动元件(19,20)和所述制 导元件(28,29)以这样的一种方式被安排，以使得所述第一从动元件(19)在大约O. 3度与 4度之间的一角位置抵住所述第一制导元件(28)，所述第二从动元件(20)在4度与7度之 间的一角位置抵住所述第二制导元件(29)。
9. 根据权利要求1至权利要求8中任一权利要求所述的发动机舱，其特征在于，所述第 一制导元件与第二制导元件(28， 29)固定于一框架(14)，所述框架(14)相对于所述涡轮喷 气发动机是固定的，框架(14)使后段(3)能附连于中段(2)。
10. 根据权利要求3至权利要求9中任一权利要求所述的发动机舱，其特征在于，所述 支承坡道(21)具有一第一端与一第二端(22，23)，当所述第一半壳(11)从所述工作位置 朝所述维修位置移动时，所述第一块与第二块(19， 20)沿着所述坡道(21)在从所述第一端 (22)向所述第二端(23)的方向上移动，所述第二端(23)相对于所述第一端(22)径向向外 远离。
11. 根据权利要求10所述的发动机舱，其特征在于，所述第二端(23)在所述中段(2) 的方向上与所述第一端(22)分离。
全文摘要
本发明涉及一种用于装备一飞行器的涡轮喷气发动机的发动机舱，其包含一前方进气段、用于围绕该涡轮喷气发动机风扇的一中段，和由至少第一半壳与第二半壳形成的一舱尾部分，所述第一半壳与第二半壳可转动地绕着一个轴安装，使得它们各自都可以在将所述半壳拉向彼此的一工作位置与将所述半壳分离开的一维修位置之间被展开，所述第一半壳(11)至少装备有在位于离所述转动轴一定距离的一区域中的一第一从动元件(19)，所述发动机舱装备有一第一固定制导元件(28)，所述第一从动元件(19)被设计成在所述第一半壳(11)转动期间抵住相对于所述涡轮喷气发动机固定的一第一制导元件(28)。所述第一半壳(11)装备有一第二从动元件(20)，其相对于所述第一半壳(11)的转动轴与所述第一从动元件(19)成角度偏移，其被设计成在所述第一半壳(11)转动期间抵住固定的一第二制导元件(29)。
文档编号B64D29/08GK101778767SQ200880102580
公开日2010年7月14日 申请日期2008年6月12日 优先权日2007年8月20日
发明者吉尔·波登 申请人:埃尔塞乐公司