用于飞行器发动机悬挂装置的后下空气动力学整流罩的制作方法

专利名称：用于飞行器发动机悬挂装置的后下空气动力学整流罩的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种用于发动机悬挂装置的后下空气动力学整流罩，该悬挂装置被设 置在飞行器机翼和相关发动机之间，该整流罩也被称作“护罩(bouclier) ”或者“APF”( “后 悬挂架整流罩”)。本发明可以用于装备有涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机的任何类型的飞行器。这种类型的悬挂装置也被称为悬挂架或“EMS” ( “发动机安装结构”)，其允许将涡 轮发动机悬挂在飞行器机翼下面，或者将该涡轮发动机安装在该机翼上面。
背景技术：
这种悬挂装置实际上被设置为构成涡轮发动机与飞行器机翼之间的连接接口。该 悬挂装置允许将由相关涡轮发动机产生的力传递给该飞行器的结构，并且还允许发动机和 飞行器之间的燃料以及电气、液压和空气系统的布线(cheminement)。为了确保力的传递，悬挂装置包括刚性结构，该刚性结构还被称为主结构，该主结 构通常是“箱体”类型的，即由上、下翼梁以及通过加强横向肋彼此连接的侧板的组装构成。另一方面，该悬挂装置具有设置在涡轮发动机和刚性结构之间的悬挂件，这些悬 挂件总体上包括两个发动机紧固件、以及一个用于吸收由涡轮发动机产生的推力的吸收装 置。在现有技术中，该吸收装置通常包括两个侧连杆，所述侧连杆一方面连接在涡轮发动机 的风扇壳的后部上，并且另一方面连接至固定在该涡轮发动机的中央壳上的后紧固件上。同样地，悬挂装置还包括另一组紧固件，该另一组紧固件构成介于刚性结构和飞 行器机翼之间的安装系统，该安装系统通常由两个或三个紧固件组成。此外，悬挂架具有多个副结构，所述副结构在支撑空气动力学整流罩元件的同时 确保系统的分隔和保持，这些空气动力学整流罩元件通常采用在结构上镶嵌(rapporter) 板的组装形式。本领域技术人员已知地，副结构与刚性结构不同，这是因为副结构不用于确 保传递来自发动机且朝向飞行器机翼传递的力。在副结构中，包括后下空气动力学整流罩，其也被称为APF，后下空气动力学整流 罩具有多个功能，其中包括形成热屏障(barriSre)或防火屏障，以及形成发动机排气口与 悬挂架之间的空气动力学连续性。后下空气动力学整流罩通常采用箱体的形式，其包括两个侧板和一个隔热底板， 这两个侧板通过沿着整流罩的纵向方向彼此间隔的内部横向加强肋来彼此组装。确切地， 该箱体在相对于隔热底板的一侧通常不被封闭，即当发动机悬挂在飞行器机翼下方时该箱 体的上部不被封闭，这是因为悬挂架的其它结构连接在箱体的该位置处。隔热底板设置有外部表面，该外部表面被设计为由其所限定的发动机主流紧贴 (6p0USer)，因此，侧板被设置为在外面由发动机的副流紧贴，这是因为侧板安装在发动机 副流的环形通道中和/或其排气口处。在现有技术的解决方案中，隔热底板固定地安装在与其接触的箱体的内部横向加强肋上，并且隔热底板的相对侧端分别地固定安装在也与横向肋紧贴的两个侧板上。在该结构中，隔热底板与很高温度的主流接触，这导致由于热膨胀而引起强烈变 形。然而，隔热底板在内部横向加强肋中以及在两个侧板中的每个侧板的下端中的各自嵌 套(encastrement)在隔热底板和侧板中形成很大的热机械应力，这肯定对这些元件有损害。应当注意，由于隔热底板的很大的热膨胀，引入了大热机械应力的这个现象由于 以下情况更加突出侧板处于相对较冷的副流中，从而侧板仅遭受由热膨胀引起的很小的 变形。然而，侧板同样遭受由应力引起的显著的变形，该应力由直接地且刚性地连接在侧板 上的隔热底板的膨胀导致，这破坏了它们的空气动力学形状，并且这通常导致对整流罩的 整体空气动力学质量的损害。自然地，这种损害增加了所产生的干扰阻力。为此，确切地，整流罩的空气动力学质量还被隔热底板的局部变形破坏，该隔热底 板不能无应力地自由膨胀，这是因为该隔热底板嵌套在整流罩的一些元件中，诸如上面已 经描述的内部肋。主流是快速的喷射流，在隔热底板处所遇到的局部变形实际上造成明显 很大的干扰阻力。最后，应当注意，内部横向加强肋没有被基本凉的副流紧贴，这是因为内部横向加强肋定位在箱体的内部，内部横向加强肋对来自与其接触的隔热底板的热量供应是敏感 的。因此，为了允许加强肋履行机械地保持箱型整流罩不同元件的功能，必须依靠在制造它 们时这些肋的留余度(surdimensiormement)和/或使用具有良好耐热特性的昂贵材料。

发明内容
因此，本发明的目的是至少部分地克服与现有技术相关的上述缺点。为此，本发明提供一种用于发动机的悬挂装置的后下空气动力学整流罩，所述悬 挂装置被设置在飞行器机翼和所述发动机之间，所述整流罩形成箱体，其包括两个侧板，所 述两个侧板通过沿着所述整流罩的纵向方向彼此间隔的内部横向加强肋来彼此组装在一 起，并且所述后下空气动力学整流罩还包括隔热底板，所述隔热底板具有由所述发动机的 主流紧贴的外表面，所述隔热底板具有两个相对侧端。根据本发明，所述整流罩还包括两个纵向连接腹板(voile)，所述纵向连接腹板使 所述隔热底板偏离所述内部横向加强肋，所述两个纵向腹板中的每个都具有第一侧端和第 二侧端，所述第一侧端分别地固定安装在所述隔热底板的两个侧端中的一个和另一个上， 并且所述第二侧端固定安装在所述内部横向加强肋上。本发明的一个特征在于，该隔热底板现在通过纵向腹板偏离内部横向加强肋，应 当理解这些腹板(优选地，只有它们)间接地确保将隔热底板安装在加强肋上。另一方面， 隔热底板不再直接安装在加强肋上，这有利地使得隔热底板在由紧贴该隔热底板的主流发 出的大热量之后，能够通过热膨胀更自由地变形。在该创新结构中，隔热底板因此相对于内部加强肋是明显自由的，相对于现有技 术中遭受的热机械应力，该创新结构允许明显减小热膨胀后隔热底板所遭受的热机械应 力，在现有技术中，将热机械应力引入隔热底板的主要因素是通过将该隔热底板嵌套在加 强肋中而构成的。在这方面，由于热屏蔽层能够通过热膨胀而变形，同时隔热底板遭受比以前更小的应力，因此对该隔热底板的空气动力学质量造成损害的局部变形也被明显减小。因此导 致整流罩的整体空气动力学质量得以改善，从而明显减小了干扰阻力效应并且由此改善了 飞行器的性能/消耗比。此外，上述的所有优点通过以下事实更加突出还优选地去除了隔热底板和侧板 之间的直接刚性机械连接，以便在这些元件之间建立纵向延伸的机械切口(coupure)，因 此，隔热底板可以在不驱动侧板的情况下膨胀。优选地，偏离内部加强肋的隔热底板完全没有与内部加强肋接触，从而由隔热底 板传递到这些加强肋的热量首先通过纵向腹板。这使得热量在到达内部加强肋之前强度减 小，因此加强肋只被轻微的加热，从而有利地意味着可以使用不同于具有良好耐热性能的 昂贵材料的其它材料，然而无需这些内肋的留余度。此外，隔热底板的热膨胀相对于加强肋和侧 板明显自由地发生，这些加强肋和侧 板引起的变形明显减小，这使得后下空气动力学整流罩能够被集成在悬挂架的其它副结构 中，如后结构。最后，应当注意，纵向腹板的存在允许释放隔热底板的热膨胀，这具有减小隔热底 板中的机械应力的作用。该特征加上上述不同有利技术效果允许考虑隔热底板的厚度相对 于现有技术中的厚度减小，这尤其导致减小质量和降低成本。优选地，在所述整流罩的任意横截面上，每个纵向腹板的所述第一端以及与其相 应的所述隔热底板的所述侧端共同形成尖端(pointe)，优选地形成Y形。另外一方面，每个 纵向腹板在朝向其固定地且直接地连接在加强肋上的第二侧端与隔热底板逐渐分离之前， 每个纵向腹板的第一侧端与相应隔热底板的侧端紧贴且接触。有利地，该优选的尖端形状允许在隔热底板下面流动的主流与紧贴侧板的副流之 间保持有效分隔，从而这些侧板没有置于主流的高热量下。优选地，在所述整流罩的任意横截面上，每个纵向腹板都基本上采用直线的形状， 并且隔热底板基本上采用相对于整流罩向外开口的曲线的形状，该曲线形状完全适于确保 主流的良好的空气动力学流动。为了最小化空气动力学干扰和由其引起的干扰阻力，隔热底板被实现为仅形成单 一部件。优选地，以相似的方式，两个纵向腹板中的每个被实现为仅形成单一部件。为此，确切地，两个纵向腹板中的每个和隔热底板在整流罩的非常大的长度上延 伸，优选地一直延伸到后空气动力学锥体的开端处或前缘处。优选地，两个纵向腹板中的每一个和隔热底板都由铝或合成材料制成，该合成材 料由树脂和碳纤维和/或玻璃纤维的混合物形成，这能够减小质量且降低成本。然而，更优 选地还可以设置它们由钛制成。优选地，所述两个纵向腹板中的每个的所述第二侧端被固定安装在所述内部横向 加强肋的下部上，并且与所述侧板间隔一定距离，所述侧板优选地固定安装在这些加强肋 的侧部上。更通常地并且如上所述的，隔热底板和两个纵向腹板与整流罩的侧板之间没有 直接刚性机械连接，这意味着这些侧板通过内部横向加强肋仅间接地固定连接在隔热底 板和两个纵向腹板上。在另一方面，在隔热底板和侧板中的每个之间存在纵向机械切口(coupure)0在该结构中，隔热底板因此相对于侧板基本自由，这进一步减小隔热底板在由热 膨胀引起的变形之后所遭受的热机械应力。此处，由于隔热底板可以通过热膨胀变形，同时遭受比以前更小的应力，因此该隔 热底板的空气动力学质量也大大增加。此外，该空气动力学质量进一步提高，这是因为隔热底板没有嵌套在侧板中，有利地避免了在隔热底板的热膨胀变形之后这些侧板被施加应力并变形。在这方面，确切地，侧 板处于相对较冷的副流中，从而侧板仅遭受很小的热膨胀变形。因此，侧板变形的总体水平 保持相对较低，这导致令人非常满意的空气动力学质量，从而有助于减小干扰阻力的作用 并且改善飞行器的性能/消耗比。优选地，两个侧板中的每一个都被实现为仅形成单一部件。同样，两个侧板中的每一个都由铝或合成材料制成，或者由太制成，该合成材料由 树脂和碳纤维和/或玻璃纤维的混合物形成。根据本发明的一个优选实施例，整流罩还包括两个侧板空气动力学延伸部，每个 侧板空气动力学延伸部都与侧板中的一个相配合，每个侧板空气动力学延伸部朝向隔热底 板延伸侧板，每个空气动力学延伸部具有固定连接在相应侧板上的第一端，以及与隔热底 板的侧端中的一个相配合的第二端，该第二端只是抵靠在该隔热底板的侧端中的一个侧端 上。因此，在空气动力学延伸部和隔热底板之间没有设置任何刚性连接，从而该隔热 底板可以通过膨胀继续自由变形。自然地，可以考虑替代解决方案，其中，每个侧板延伸超 过内部横向加强肋，直到该侧板的端部与隔热底板的侧端中的一个相配合，该侧板的端部 只是抵靠在侧端中的一个侧端上而不是不直接且刚性地与其连接。优选地，两个空气动力学延伸部中的每一个都被实现为仅形成单一部件，例如其 由铝或合成材料制成，或者由钛制成，该合成材料由树脂和碳纤维和/或玻璃纤维的混合 物形成。本发明的另一个目的是提供一种发动机悬挂装置，该悬挂装置设置在飞行器机翼 和发动机之间，该悬挂装置包括如上所述的后下空气动力学整流罩。此外，本发明的另一个目的是提供一种发动机组件，其包括诸如涡轮喷气发动机 的发动机和用于悬挂该发动机的悬挂装置，该悬挂装置与上述悬挂装置一致。最后，本发明的另一个目的是提供一种飞行器，该飞行器包括至少一个这种发动 机组件。本发明的其它优点和特征在以下非限制性详细描述中将会显而易见。


将会参照附图进行该描述，其中图1示出了用于飞行器的发动机组件的侧视图，该发动机组件包括根据本发明优 选实施方式的悬挂装置；图2示出了装备在如图1所示的悬挂装置上的后下空气动力学整流罩的局部透视 图，该整流罩也是本发明的目标；
图3示出了图2所示的后下空气动力学整流罩的下部的透视图，其中包括隔热底 板以及与其相应的纵向连接腹板；图4示出了沿图2的IV-IV线截取的横截面图；图5示出了沿图2的V-V线截取的横截面的局部视图。
具体实施例方式参照图1，可以看到固定在飞行器的机翼2下面的用于该飞行器的发动机组件1， 该组件1包括根据本发明优选实施方式的悬挂装置4，以及悬挂在该装置4下面的诸如涡轮 喷气发动机的发动机6。总体上，悬挂装置4包括刚性结构8，该刚性结构也被称为主结构，其支撑发动机6 的悬挂件，这些悬挂件包括多个发动机紧固件10，12，以及用于吸收由发动机6产生的推力 的吸收装置14。作为说明，应当注意，组件1由发动机舱(未示出)包围，并且悬挂装置4包括另 一组紧固件(未示出)，该另一组紧固件连接在刚性结构8上并且能够确保将该组件1悬挂 在飞行器的机翼2下面。在以下的所有描述中，通过约定，用X表示装置4的纵向方向，该纵向方向还与涡 轮喷气发动机6的纵向方向以及以下将会描述的后下空气动力学整流罩的纵向方向相似， 该方向X平行于涡轮发动机6的纵向轴线5。另外，用Y表示相对于该装置4横向定向的方 向，并且该方向与涡轮喷气发动机6的横向方向以及后下空气动力学整流罩的横向方向相 似，并且用Z表示竖直或高度方向，这三个方向X，Y，Z彼此正交。另一方面，术语“前”和“后”相对于在由涡轮喷气发动机6施加的推力后飞行器 的前进方向来考虑，该前进方向由箭头7示出。在图1中，因此可以看到两个紧固件10，12、推进力吸收装置14、悬挂装置4的刚 性结构8、以及多个连接在刚性结构8上的副结构。这些副结构在支撑以下将会描述的空气 动力学整流罩元件的同时确保系统的分隔和保持。应当指出，涡轮喷气发动机6在其前部具有限定了风扇环形通道20的大尺寸风扇 壳18，并且向后包括较小尺寸的中央壳22，该中央壳封闭该涡轮喷气发动机的核心。当然， 壳18和22彼此连在一起。如在图1中可以看到的，装置4的紧固件10，12被设置为两个，并且分别命名为前 发动机紧固件和后发动机紧固件。在本发明的该优选实施方式中，刚性结构8采用箱体的形式，该箱体从后向前近 似沿着方向X延伸。因此，箱体8采用与用于涡轮喷气发动机的悬挂架的常用设计相似的悬挂架形 式，尤其箱体8设置有横向肋(未示出)，每个横向肋都采用在平面YZ中定向的矩形的形 式。该优选实施方式的悬挂件首先包括前发动机紧固件10，该前发动机紧固件设置在 刚性结构8(也被称为锥体(pyramide))的前端和风扇壳18的上部之间。前发动机紧固件 10被以传统的方式和本领域技术人员已知的方式设计。 另一方面，也以传统的方式和本领域技术人员已知的方式实现的后发动机紧固件12设置在刚性结构8和中央壳22之间。参照图1，在悬挂架4的副结构中包括前空气动力学结构24、后空气动力学结构 26、前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，除了以下将会详细描述的后下空气动力学整流罩30以外，这些副结构是 与现有技术中遇到的且本领域技术人员已知的元件相同或相似的传统元件。更确切地，前空气动力学结构24位于机翼2的前下延伸部中和主结构8的上面。 前空气动力学结构固定地安装在刚性结构上，并且在铰接在其上的风扇罩的上部与机翼的 前缘之间具有空气动力学分布功能(fonction de profil)。因此，该前空气动力学结构24 不仅具有空气动力学整流罩的功能，而且还允许不同系统(空气、电气、液压、燃料)的安 置、分隔和布线。此外，该结构24的前部不与刚性结构8接触，通常在这两个元件限定的空 间中插入热交换器。连接整流罩28 (也被称为“整流片(karman)”)直接位于该结构24的后延伸部中， 并且还位于机翼下面且安装在刚性结构8上面。然后，连接整流罩28向后由后空气动力学 结构26延伸，该后空气动力学结构26包括悬挂架设备的一部分。该结构26优选地相对于 刚性结构8完全靠后设置，并且由此悬挂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“护套”或“后悬挂架整流罩”)位于刚 性结构8和后空气动力学机构26下面。该后下空气动力学整流罩的主要功能是形成热屏 障(也称为防火屏障)，该热屏障用于保护由主流施加热量的悬挂架和机翼；并且在发动机 排气口和悬挂架之间形成空气动力学连续性。以本领域技术人员已知的方式，上述整流罩30包括隔热底板32，该隔热底板具有 由发动机主流紧贴的外部表面，该隔热底板径向向外局部地限定该主流，从发动机喷口 33 喷出的该主流由箭头36示出。此外，整流罩30还包括两个侧板44，这两个侧板被设置为由 箭头38表示的发动机副流在外面紧贴，这是因为所述侧板安装在发动机副流的环形通道 40中和/或该发动机的排气口处。应当注意，在所述优选实施方式中，发动机6被悬挂在飞行器的机翼下面，悬挂架 和机翼的针对主流36的隔热底板32构成整流罩30的下部。自然地，在发动机安装在机翼 上面的替代情况下，该隔热底板构成整流罩的上部。最后，如在图1中看到的，隔热底板32的前端紧贴喷口 33后上端，或者非常靠近 喷口 33的后端。参照图2至5，可以更详细地看到后下空气动力学整流罩30，该整流罩30通常采 用向上开口的箱体的形式，即朝向悬挂架4的其它结构开口，该整流罩30安装在所述其它 结构上，所述其它结构为后空气动力学结构26和刚性结构8。整流罩30优选地具有与平面 XZ相对应的对称平面P，该平面P还构成用于悬挂装置4的整体和发动机6的对称竖直平 面。更具体地参照图2，箱体形状的后下空气动力学整流罩30包括两个侧板44，这两 个侧板中的每一个都粗略地在平面XZ中、在平面P每一侧定向。所述侧板通过沿X方向彼 此间隔的内部横向加强肋46彼此组装在一起，这些加强肋46中的每一个都沿着平面YZ定 向并且例如采用矩形或正方形的形状。在这方面，整流罩30在箱体前部还优选地具有封闭 肋，尽管这没有被示出。
侧板44通过本领域技术人员已知的传统部件固定地且直接地安装在内部加强肋46中的每个的侧部上。另一方面，整流罩30在箱体的下部处包括隔热底板32，箱体上部优选地在连接在悬挂装置上之前保持开放，如图2中可见。参照图2，可以看到整流罩30被分解为两个不同的但彼此连在一起的部分，即前部50以及小的后部52，该前部构成整流罩的主要部分，例如在沿方向X的长度方面占整流 罩的60%至85%，该后部总体上采用锥体或尖部的形式，该锥体的底部被刚性连接在前部 50上，并且该锥体的顶部54构成整流罩30的后端。作为说明，前部50在其整个长度上具 有大概均勻的横截面。优选地，侧板44中的每一个都以单一部件的方式从整流罩30的一端到另一端延伸，即同时沿着前部50和后部52延伸。在另一方面，隔热底板32优选地以单一部件的方式 仅在前部50上延伸，而不在后部52上延伸，尽管在不超出本发明范围的情况下可以如此。 该特性尤其由以下事实解释锥体形状的后部52逐渐远离发动机的轴线，从而主流向后无 论如何都会损失热强度，因此主流在锥体52的封闭下元件上导致较小的加热。此外，应当指出，单一部件形式的上述元件中的每一个都不排除通过多个彼此固 定连接的不同部分(例如沿着方向X相连的多个部分)制造制造而成的可能性。这对于以 下将会描述的可能被制造为单一部件的元件也是如此。本发明的特性之一在于，隔热底板32通过两个纵向连接腹板58相对于加强肋46 向下偏移，这两个纵向连接腹板固定地且直接地连接在该隔热底板32的侧端上，如下面参 照图3至图5将会详细描述的。事实上，在图3中，可以看到每个纵向腹板58都具有第一侧端62或下侧端，该第 一侧端例如通过铆接或相似方法固定地且直接地安装在隔热底板32的侧端60中的一个 上。因此，优选地使得在两个端部60和62之间的两个刚性且直接的机械连接中每一 个都完全沿着整流罩的前部50(大概沿着方向X)实现。优选地，在隔热底板32上面延伸的两个纵向腹板58中的每一个还被实现为仅形 成单一部件，并且两个纵向腹板58从其下端62向第二侧端64(或上侧端)延伸，该第二侧 端的功能是坚固地安装在整流罩的内部加强肋上，如在图4中可以更好地看到的，图4示出 了在两个连续加强肋之间截取的剖面图。事实上，在图4中可以看到隔热底板32通过两个腹板58间接连接在内部加强肋 46的下部66上，此外，所述两个腹板构成唯一地确保将隔热底板32安装在这些加强肋上的 部件。为此，两个侧板58中的每一个的第二侧端64与向下偏移的隔热底板32明显分 开，所述第二侧端64在与侧板44分开的位置中固定地且直接地安装在内部加强肋46的下 部66上。因此，隔热底板32不再如现有技术那样直接地安装在加强肋上，这有利地使得隔 热底板在由紧贴该隔热底板32的主流36产生很大热量之后能够通过热膨胀更自由地变 形。在这方面，应当注意隔热底板32设置有在图4中标号为70的外部表面，该表面由 主流36紧贴，该表面径向向外局部地限定主流，而侧板44被设置为由副流38在外面紧贴。
为了在隔热底板32下面流动的主流36与紧贴侧板44的副流38之间保持有效间 隔，即为了避免具有很高温度的主流升高并且沿着这些侧板44传导，优选地在整流罩的任 意横截面上，每个纵向腹板58的第一端62以及与其相应的隔热底板的侧端60共同形成Y 形的尖端。更确切地，如已经示出地，Y形被设置为其顶点(即由两个端部60，62之间接触 区域构成的部分)近似向下定向并且相对于整流罩30侧向向外，以便正确地限定整流罩下 部中的主流36，即沿着隔热底板32且与隔热底板32接触的主流。 为此，在整流罩的任意横截面上，可以看到每个纵向腹板58都近似采用倾斜直线 的形式，以便朝向其第二端64时靠近整流罩的中心，然而，位于这些腹板58下面的隔热底 板32近似采用相对于整流罩30形成向外开口的曲线的形式，以便将主流36限定在该整流 罩下部中。通过该具体几何形状，因此隔热底板32可以容易地完全偏离加强肋46，并且与加 强肋46没有接触，因此在加强肋下部66和隔热底板32之间设置有自由空间。最后，应当注意，隔热底板32的两个侧端60固定地且直接地安装在两个腹板上， 所述腹板相对上述平面P对称地设置，隔热底板可以具有向后逐渐变平的曲率，如图5所 示，其对应于更靠后截取的横截面，在该横截面上，隔热底板32事实上采用具有更大直径 的曲率。由于隔热底板32和两个纵向连接腹板58与侧板44之间没有直接的刚性机械连 接，并且优选地比这些侧板的下端更靠下，因此整流罩32优选地装备有附加部件，所述附 加部件能够在每个侧板44的下端和与其相应的Y形的尖端之间执行空气动力学连接，其中 侧板44的下端与由彼此重叠的侧端60，62形成Y形尖端对齐且间隔一定距离。为此，设置两个侧板空气动力学延伸部72，所述两个侧板空气动力学延伸部相对 于平面P对称设置，并且每个延伸部与两个侧板44中的一个相配合，所述延伸部朝向隔热 底板延伸侧板，并且更具体地朝向由隔热底板和相应纵向腹板58共同形成的Y形尖端延 伸。优选地，每个空气动力学延伸部具有第一端74或上端，该第一端固定地且直接 地连接在相应的侧板44上；和第二端或下端76，该第二端与相应的隔热底板的侧端60配 合，该第二端只是抵靠在该侧端60上。优选地，实现在每个延伸部72的两端的两个连接， 即刚性连接和简单抵靠连接，连续地在整流罩的整个前部50上延伸。为此，此处延伸部72 中的每个优选地以单一部件的形式唯一地在前部50上延伸，而不在后部52上延伸，尽管在 不超出本发明范围的情况下可以如此。通常，应当注意，空气动力学延伸部72、连接腹板58 和隔热底板32优选地在沿方向X的同一长度上延伸。在整流罩的任意横截面上，每个延伸部72采用近似L的形状，由下端76构成的 该L形的底部抵靠在由隔热底板和相应腹板的接触端60，62形成的Y形尖端上。因此，优 选地该下端76抵靠在隔热底板32上并且与该隔热底板无直接接触，但是与连接腹板58接 触。所要求的简单抵靠连接允许隔热底板32的自由热膨胀，该抵靠连接采用完全沿着整流 罩的前部50延伸的表面接触的形式。 此外，近似沿着方向Z定向的L形的长分支的端部构成延伸部72的上端74。该端 部74固定安装在向下延伸略微超过加强肋46的侧板44的下端上，如图4所示，该固定优 选地通过铆钉或类似部件类型的传统部件来实现。
最后，由于以上所述的整流罩30的具体设计，该整流罩的所有构成组件都可以由 铝或合成材料制成，该合成材料由树脂和碳纤维和/或玻璃纤维的混合物形成，这有利地 能够减小质量并且降低制造成本。 当然，本领域技术人员可以对以上仅作为非限制性示例描述的本发明进行各种修 改。在这方面，尤其可以指出，尽管发动机组件1已经被表示为采用悬挂在飞行器机翼下面 的结构，但是该组件1还可以表示为与该结构不同的结构，该不同的结构允许安装在该机 翼的上面。
权利要求
一种用于发动机(6)的悬挂装置(4)的后下空气动力学整流罩(30)，所述悬挂装置被设置在飞行器机翼(2)与所述发动机(6)之间，所述整流罩形成箱体，其包括两个侧板(44)，所述两个侧板通过沿着所述整流罩的纵向方向(X)彼此间隔的内部横向加强肋(46)来彼此组装在一起，并且所述后下空气动力学整流罩还包括隔热底板(32)，所述隔热底板具有由所述发动机的主流(36)紧贴的外表面(70)，所述隔热底板(32)具有两个相对侧端(60，60)，其特征在于，所述后下空气动力学整流罩还包括两个纵向连接腹板(58)，所述纵向连接腹板使所述隔热底板(32)偏离所述内部横向加强肋(46)，所述两个纵向腹板(58)中的每个都具有第一侧端(62)和第二侧端(64)，所述第一侧端分别地固定安装在所述隔热底板(32)的两个侧端(60，60)中的一个和另一个上，并且所述第二侧端固定安装在所述内部横向加强肋(46)上。
2.根据权利要求1所述的空气动力学整流罩，其特征在于，在所述整流罩的任意横截 面上，每个纵向腹板(58)的所述第一端(62)以及与其相应的所述隔热底板(32)的所述侧 端(60)共同形成尖端。
3.根据上述权利要求中任一项所述的空气动力学整流罩，其特征在于，所述隔热底板 (32)被实现为仅形成单一部件。
4.根据上述权利要求中任一项所述的空气动力学整流罩，其特征在于，所述两个纵向 腹板(58)中的每个被实现为仅形成单一部件。
5.根据上述权利要求中任一项所述的空气动力学整流罩，其特征在于，所述两个纵向 腹板(58)中的每个的所述第二侧端(64)被固定安装在所述内部横向加强肋(46)的下部 (66)上，并且与所述侧板(44)间隔一距离。
6.根据上述权利要求中任一项所述的空气动力学整流罩，其特征在于，所述隔热底板 (32)和所述两个纵向腹板(58)与所述整流罩的侧板(44)之间没有任何直接的刚性机械连 接。
7.根据上述权利要求中任一项所述的空气动力学整流罩，其特征在于，所述隔热底板 (32)偏离所述内部横向加强肋(46)，以便与所述内部横向加强肋之间完全没有接触。
8. 一种发动机(6)的悬挂装置(4)，其被设置在飞行器机翼(2)与所述发动机(6)之 间，其特征在于，所述悬挂装置包括根据上述权利要求中任一项所述的后下空气动力学整 流罩(30)。
9. 一种发动机组件(1)，其包括发动机(6)和根据权利要求8所述的用于发动机(6) 的悬挂装置(4)。
10.一种飞行器，其包括至少一个根据权利要求9所述的发动机组件(1)。
全文摘要
本发明涉及一种用于飞行器发动机悬挂装置的后下空气动力学整流罩(30)，其包括两个侧板(44)，所述两个侧板通过沿着该整流罩的纵向方向(X)彼此间隔的内部横向加强肋(46)来彼此组装在一起，并且所述后下空气动力学整流罩还包括隔热底板(32)，该隔热底板由发动机的主流(36)紧贴。根据本发明，所述后下空气动力学整流罩还包括两个纵向连接腹板(58)，所述纵向连接腹板使隔热底板(32)偏离所述加强肋(46)，这两个纵向腹板(58)中的每个都具有第一侧端(62)和第二侧端(64)，所述第一侧端分别地固定安装在所述隔热底板(32)的两个侧端(60，60)中的一个和另一个上，并且所述第二侧端固定安装在所述加强肋(46)上。
文档编号B64D29/06GK101801789SQ200880107100
公开日2010年8月11日 申请日期2008年9月17日 优先权日2007年9月20日
发明者埃里克·雷诺, 弗雷德里克·茹尔纳德, 德尔菲娜·雅尔贝 申请人:空中客车运作股份公司