专利名称：包括具有将风扇壳体连接至中央壳体的加固结构的涡轮喷气发动机的用于飞行器的发动 ...的制作方法
技术领域：
本发明通常涉及一种用于飞行器的发动机组件，其包括涡轮喷气发动机、包围涡 轮喷气发动机的发动机舱、以及设置有刚性结构和多个发动机紧固件的悬挂架，所述紧固 件设置在悬挂架的刚性结构和涡轮喷气发动机之间。
背景技术：
悬挂架，也叫做EMS (发动机安装结构)，其允许将涡轮喷气发动机悬挂在飞行器 的机翼下方或将涡轮喷气发动机安装在该机翼上方或将涡轮喷气发动机安置在机身的后 部。事实上，该悬挂架被设计为在涡轮喷气发动机和飞行器的给定结构部分之间构成连接 接口。该悬挂架允许将由相关涡轮喷气发动机产生的力传递至该飞行器的结构，还允许在 发动机与飞行器之间布置燃料通路、电子系统、液压系统以及空气系统。发动机舱典型地装配有多个整流罩，其包围涡轮喷气发动机并允许在打开位置中 接触涡轮喷气发动机，已知的整流罩为风扇整流罩和反向推力整流罩。更精确地，关于现有技术中的某些发动机组件，设置具有刚性结构的悬挂架，该刚 性结构包括一个纵向箱体和两个侧向箱体，所述侧向箱体与纵向箱体连在一起并布置在纵 向箱体的两侧，悬挂架还包括将涡轮喷气发动机悬挂在刚性结构上的悬挂装置，这些悬挂 装置具有吸收来自风扇壳体的推力的第一、第二和第三前发动机紧固件。如图1(其示出了 现有技术中的一个实施方式，其中，发动机悬挂在机翼的下方)中示意性地示出的，吸收推 力的三个前发动机紧固件被布置为使得第三前发动机紧固件8通过涡轮喷气发动机的径 向平面Pl (这里，其是涡轮喷气发动机的竖直对称平面)，同时，使得连接在悬挂架的两个 侧向箱体上的第一和第二发动机紧固件6a，6b本身布置于径向平面Pl的两侧，并通常由涡 轮喷气发动机的另一径向平面P2穿过，该径向平面P2与上述径向平面Pl垂直并在这里对 应于于涡轮喷气发动机的水平对称平面。应当注意，保持此特定布置(其中，风扇壳体上的 第一和第二发动机紧固件的固定点在风扇壳体上径向地相对)，以通过这两个紧固件特别 允许推力通过，由第三紧固件传递的力很小，甚至为零。这允许避免产生由这两个径向相对 的紧固件组成的推力吸收特许平面相对于发动机轴线的偏移，因此，强烈限制引入有害的 力矩，该力矩容易沿着涡轮喷气发动机的横向方向施加并使发动机壳体变形。涡轮喷气发动机典型地包括风扇壳体12、相对于风扇壳体径向地位于内部且通 过多个结构臂17(优选地径向定向)与风扇壳体连接的中间壳体21、以及将中间壳体21朝 着后部延伸的中心壳体16 (也叫做“核心”壳体)。最后，应当注意，中心壳体延伸至具有最 大尺寸的后端19，也叫做喷射壳体(carter d’ Sjection)。三个发动机紧固件6a，6b，8与风扇壳体12固定地连接，更优选地与所述风扇壳 体的后外围端18连接，因此，当涡轮喷气发动机产生轴向推力时，对此风扇壳体12施加力 (solliciter)，同样地对结构臂17施加力。在这种施加力的过程中，风扇壳体完全能够传 递轴向力(也叫做纵向力)，甚至将力传递至位于直接在圆周方向上连续的两个结构臂之间的风扇壳体部分中。然而，已经指出，在吸收推力的特许平面P2中，结构臂受到较大应力，其导致结构 臂弯曲，这对发动机是有害的。事实上，如图2a中示意性地示出的，在集成了吸收大部分推 力的发动机紧固件6a，6b的径向平面P2中，结构臂17具有弯曲的趋势，并且，其径向外端 朝着后部倾斜。臂17朝着后部的此弯曲是由于风扇壳体12的变形，风扇壳体12具有在平 面P2中相对于发动机轴线5 “打开”的趋势，如外围前端23的分离所指示的。为了补偿此 打开，外围前端23在径向垂直平面P 1中具有“关闭”的趋势或“夹紧”的趋势，因此，这通 常加强罩的“椭圆化”，其中长轴穿过第一和第二发动机紧固件6a，6b。因此，如上所述，风扇壳体的变形在风扇叶片和风扇壳体之间产生大间隙，该间隙 对发动机的整体性能有害。另外，涡轮喷气发动机的中央壳体从中间壳体伸出，这使中央壳体对惯性应力是 敏感的，特别是对于在穿过第一和第二发动机紧固件的径向平面中的惯性应力。因此，这引 起了中央壳体在这些平面中弯曲的风险。自然地，此弯曲意味着涡轮喷气发动机的性能降 低。
发明内容
因此，此发明的目的是提出一种用于飞行器的发动机组件，其至少部分地克服了 与现有技术实施例相关的上述问题。为此，此发明提供一种用于飞行器的发动机组件，其包括-涡轮喷气发动机，其包括风扇壳体、相对于所述风扇壳体径向向内设置的且通过 多个结构臂(优选地基本径向地定向)连接至所述风扇壳体的中间壳体、以及向后部延伸 所述中间壳体的中央壳体；-悬挂架，其具有刚性结构和将所述涡轮喷气发动机悬挂在所述刚性结构上的悬 挂装置，所述悬挂装置包括第一、第二和第三前发动机紧固件，所述前发动机紧固件用于吸 收施加至所述风扇壳体的力，并被设置为使得所述第三前发动机紧固件穿过所述涡轮喷气 发动机的第一径向平面，并且使得所述第一和第二前发动机紧固件设置在所述第一径向平 面的两侧；并且-用于传递力的环形结构，其围绕所述中央壳体并通过所述安装装置机械地连接 至所述中央壳体。根据此发明，所述第一和第二前发动机紧固件中的每一个与形成剪应力平面 (plan de cisaillement)的加固结构配合，所述加固结构固定地连接在以下位置_在所述环形结构处的第一固定点处；_在所述风扇壳体处的第二固定点处，并且；-在所述结构臂或者中间壳体处的第三固定点处；所述加固结构沿着虚拟平面(优选地是基本径向的)延伸，所述虚拟平面平行于 所述涡轮喷气发动机的纵向轴线或者穿过该纵向轴线，并且所述虚拟平面还穿过位于所述 风扇壳体上的所述前发动机紧固件的固定点。首先，这些承受剪应力的加固结构的存在允许在上述两个虚拟平面内加固涡轮喷 气发动机，从而导致中央壳体和中间壳体的变形降低，即使是在这些平面中的惯性应力情况下。结果，发动机组件的整体性能被大大增强。另外，增加这些加固结构允许在上述两个虚拟平面中及其附近加固结构臂，S卩，在 结构臂通常受到最大应力的位置。这有利地导致如上述定位的结构臂的变形降低。因此， 风扇壳体在结构臂的平面内具有更小的打开的倾向，这大大限制了在现有技术中所遇到的 通过径向相对的第一和第二发动机紧固件引起的椭圆化效果。这导致更好的风扇效率并由 此导致更好的涡轮喷气发动机的整体效率。优选地，所述第三固定点位于所述中间壳体和结构臂之间的连接处，在不超出本 发明范围的情况下，其可以被安置于这两个元件中的一个或另一个上。优选地，每一个加固结构都采用三角形的、实心或穿孔的一般形状，以降低质量。 在这方面，采用三角形形状适于形成剪应力平面。优选地，用于吸收力的第一和第二前发动机紧固件相对于所述第一径向平面对称 地设置，所述第一径向平面由所述涡轮喷气发动机的纵向轴线和所述涡轮喷气发动机的第 一方向定义，所述纵向轴线平行于所述涡轮喷气发动机的纵向方向，所述第一方向垂直于 所述纵向方向。优选地，所述第一和第二前发动机紧固件中的每一个都被设计为吸收所述涡轮喷 气发动机沿所述纵向方向和所述第一方向施加的力，并且其特征在于，所述第三前发动机 紧固件被设计为吸收所述涡轮喷气发动机沿所述纵向方向和第二方向施加的力，所述第二 方向垂直于所述第一方向和所述纵向方向。作为说明，应当注意，在涡轮喷气发动机用于安装于飞行器机翼之上或者悬挂于 机翼下面的情况下，互相垂直的并垂直于纵向方向的第一和第二方向优选地分别是涡轮喷 气发动机的竖直方向和横向方向。另一方面，发动机组件还可以悬挂在飞行器机身后部，第 一和第二方向中的每一个相对于涡轮喷气发动机的竖直和横向方向倾斜。在此构造中，所述安装装置仅由上述前紧固件构成，所述前紧固件固定至涡轮喷 气发动机的风扇壳体并且形成均衡吸收系统。更普遍地，固定至风扇壳体的安装装置仅是 所述第一、第二、和第三发动机紧固件，在其它情况下，附加发动机紧固件被提供于悬挂架 的刚性结构和中央壳体之间，以便形成均衡吸收系统，不受上述加固结构存在的影响。具体地，如上面所提到的，所述涡轮喷气发动机的第一方向对应于所述涡轮喷气 发动机的竖直方向，并且所述涡轮喷气发动机的第二方向对应于所述涡轮喷气发动机的横 向方向。优选地，所述第三前发动机紧固件与形成剪应力平面的加固结构配合，所述加固 结构固定地连接在以下位置-在所述环形结构处的第一固定点处；_在所述风扇壳体处的第二固定点处，并且；-在所述结构臂或者所述中间壳体处的第三固定点处，所述加固结构沿虚拟平面(优选地是基本径向)延伸，所述虚拟平面平行于所述 涡轮喷气发动机的纵向轴线或者穿过该纵向轴线，并且所述虚拟平面还穿过所述风扇壳体 上的所述第三前发动机紧固件的固定点。通过这种结构，其中相关的虚拟平面优选地对应于上述第一径向平面，中央壳体 更加坚固并能更好地抵抗施加于此平面的惯性应力。
同样优选地，所述加固结构与所述悬挂架没有直接的机械连接，这允许避免在悬 挂架中引入附加的力。为此，上述安装装置能够保持均衡，尽管拥有加固结构。作为说明， 出于相同原因，所述加固结构与所相关发动机组件的发动机舱没有直接的机械连接。本发明的另一目的是提供一种飞行器，其包括至少一个如上所述的发动机组件， 该发动机组件装配于该飞行器的机翼或者机身后部上。
本发明的其它优点和特征在以下的非限制性详细描述中将会显现出来。将参照附图进行此描述，其中图1和2 (已经描述)示出了根据现有技术的用于飞行器的发动机组件；图3示出了根据本发明优选实施例的用于飞行器的发动机组件的侧视图；图4示出了图3中所示的组件的透视图，悬挂架的刚性结构、加固结构和发动机舱 已被去除以更加清晰地示出发动机紧固件；图5示出了与图4中组件相对应的示意性正面图，其示出了发动机紧固件的具体 位置；图6示出了根据优选实施方式的悬挂架的局部放大透视图；图7示出了沿着图6的横向平面P’截取的截面图；图8示出了悬挂架的透视图，该悬挂架属于根据本发明的另一个优选实施方式的 用于飞行器的发动机组件；图9示出了沿着穿过悬挂架的刚性结构的图8的横向平面P’截取的截面图；图10示出了横截面图，其示出了将风扇壳体连接至中心壳体的加固结构，此图还 对应于沿着图11的线X-X截取的截面图；图11示出了沿着图10的线XI-XI截取的截面图；图12示出了沿着图10的线XII-XII截取的截面图；图13示意性地示出了位于用于传递力的环形结构和涡轮喷气发动机的中心壳体 之间的安装装置的横截面图；图13a示出了与图13的视图相似的视图，安装装置为替代的实施方式；图14示出了图13所示的视图的局部放大图，其示出了环形结构上、在力引入点处 的力的重新分配；图15示出了另一优选实施方式，对应于沿着图13的线XV-XV截取的截面图。
具体实施例方式参照图3，可以看到根据本发明的一个优选实施方式的用于飞行器的发动机组件 1，此组件1固定在飞行器的机翼(未示出)下方。整体上，发动机组件1(也叫做集成推进系统)由涡轮喷气发动机2、发动机舱 3 (为了清楚的原因，用虚线示出)和装配有涡轮喷气发动机的悬挂装置的悬挂架4，所述悬 挂装置优选地由多个发动机紧固件6a，6b，8组成，这些紧固件固定地连接在悬挂架的刚性 结构10上(在此图3中，紧固件6b被紧固件6a遮盖)。作为说明，应当注意，组件1包括 另一组紧固件(未示出)，该另一组紧固件用于确保将此组件1悬挂在飞行器机翼的下方。
在以下全部描述中，按照惯例，将X称为悬挂架4的纵向方向，也可将其看作涡轮 喷气发动机2的纵向方向，所述方向X平行于涡轮喷气发动机2的纵向轴线5。另一方面， 将Y称为相对于悬挂架4横向定向的方向，也可将其看作涡轮喷气发动机2的横向方向，并 且，Z是竖直或高度方向，这三个方向X，Y和Z相互垂直。另一方面，术语“前”和“后”是相对于在由涡轮喷气发动机2施加推力之后飞行 器的前进方向来说的，此方向用箭头7示意性地表示。在图3中，可以看到，仅示出了发动机紧固件6a，6b，8和悬挂架4的刚性结构10。 该悬挂架4的其它未示出的组成元件(例如，将刚性结构10悬挂在飞行器机翼下方的悬挂 装置，或确保系统的分离和支持的同时支撑空气动力学整流罩的辅助结构)是与现有技术 中遇到的元件相同或相似的并且对于本领域的技术人员来说已知的传统元件。因此，将不 给出所述元件的详细描述。另一方面，涡轮喷气发动机2具有与图1所示的涡轮喷气发动机相同或相似的 设计，即在前部包括限定环形风扇通道14的大尺寸的风扇壳体12、中间壳体21和结构臂 17 (未在图3中示出)，也叫做出口导向叶片，以及具有后端19的中心壳体16。如从前述部分理解的，这里优选地涉及具有高流量比的涡轮喷气发动机。如可在图3中看到的，第一前发动机紧固件6a和第二前发动机紧固件6b均相对 于平面P1对称地固定至风扇壳体12，平面P1叫做第一径向平面，其由轴线5和Z方向限 定，该平面P1经过也固定在风扇壳体12上的第三前发动机紧固件8，所有三个紧固件均优 选地由垂直于轴线5的平面穿过。现在参照图4，可以看到，示意性地示出的第一紧固件6a和第二紧固件6b实际上 相对于涡轮喷气发动机的第一径向平面P1对称地布置，并优选地均布置在风扇壳体12的 外围环形部分上，更精确地布置在此相同部分的后部上。在该优选实施例中，这两个紧固件 布置在被称为涡轮喷气发动机的第二径向平面的平面P2中，该平面P2与第一径向平面垂 直，并且因此是水平的。因此，这些紧固件6a，6b在壳体12上的两个连接点6’ a和6’ b被 设置为使得第二平面P2位于这两个点6’ a和6’ b之间，并且，在沿着轴线5的正面图中， 此相同壳体上设置有发动机紧固件8的连接点8’，如图5所示。在沿着轴线5示出的此图中，可以看到，以纵向轴线5为中心的在第三和第一发动 机紧固件的固定点8’和6’ a之间的角度A1严格地大于90°且小于或等于120°，并优选 地介于90°和110°之间(但不包括90°和110° )，甚至介于90°和100°之间(但不包 括90°和100° )。同样地，以纵向轴线5为中心的在第三和第二发动机紧固件的固定点 8’和6’ b之间的角度A2大于或等于240°并且严格地小于270°，并优选地介于250°和 270°之间(但不包括250°和270° )，甚至介于260°和270°之间(但不包括260°和 270° )。紧固件6a，6b的此布置允许对发动机紧固件8施加更大的力，因此限制了在现有 技术的实施方式中遇到的通过设置在平面P2中的第一和第二发动机紧固件引起的风扇壳 体的“椭圆化”作用。无论怎样，该布置是优选地，本发明还适用于发动机紧固件6a，6b，8的 其它布置作为说明，应当注意，以传统的方式制造发动机紧固件6a，6b，8，例如，集成配件和 销钉的类型，上述固定/连接点6’ a, 6' b，8对应于这些紧固件的结构和风扇壳体的结构之间的接触点。如图4中的箭头示意性地示出的，第一和第二前发动机紧固件6a，6b中的每一个 均被设计为可以吸收由涡轮喷气发动机2沿着X方向和沿着Z方向产生的力，但是不吸收 沿着Y方向施加的力。以此方式，彼此远离的两个紧固件6a，6b共同确保沿着X方向施加的力矩的吸收， 并确保沿着Z方向施加的力矩的吸收。仍参照图4，可以看到，位于风扇壳体12的最高部分 上，由此位于环形外围部分的最高部分上的第三前紧固件8被设计为可以吸收由涡轮喷气 发动机2沿着X方向和Y方向产生的力，但是不吸收沿着Z方向施加的力。以此方式，该第 三紧固件8和紧固件6a，6b共同确保吸收沿着Y方向施加的力矩。此非限制性构造的优点在于所有发动机紧固件均安装在风扇壳体上，使得这些 紧固件不干扰辅助流(flux secondaire)，从而导致发动机的整体性能显著增加。另外，三 个紧固件共同形成均衡的吸收系统。现在参照图6，可以看到悬挂架4的刚性结构10的一个实施例。首先，指出，优选 地设计此刚性结构10(也叫做主要结构)，使得其相对于上述径向平面P1对称，即，相对于 由涡轮喷气发动机2的纵向轴线5和Z方向限定的竖直平面对称。作为说明，这通常是当 发动机悬挂或安装在机翼上时的情况，但是并非必须是当其装配在机身后部时的情况。事 实上，在参照图8和图9将会详细描述的后一种情况中，刚性结构10根据其相对于机身后 部的方向而能够具有另一对称平面，例如，基本平行的或相对于水平面倾斜的对称平面，或 甚至是没有任何对称平面。当将在后面描述的两个侧向箱体具有不相同的圆周长度时发生 此情况，这两个侧向箱体连接被称为中心箱体的纵向箱体且布置在该纵向箱体两侧。因此，刚性结构10包括纵向箱体22(叫做纵向中心箱体，也叫做扭矩箱体)，其在 X方向上且平行于X方向从结构10的一端延伸至另一端。作为说明，可通过装配两个在平 行平面XZ中沿着X方向延伸的侧纵梁或侧板30来形成该箱体22，并且，两个侧板通过横向 肋25彼此连接，横向肋25被定向在平行平面YZ中。另外，还提供上纵梁35和下纵梁36， 以封闭箱体22。两个侧向箱体24a，24b将补全刚性结构10，刚性结构的中心箱体22位于所述结构 10的上部处，这两个箱体24a，24b中的每一个与扭矩中心箱体22连在一起，并沿着Y方向 从所述中心箱体两侧且向下伸出。作为说明，应当注意，在不背离本发明的范围的前提下， 箱体22，24a, 24b可被实现为仅形成单个唯一的箱体。优选地，所述侧向箱体在中心箱体22的前部在其两侧连接，每个侧向箱体均具有 封闭内部壳体26a，26b(也叫做下壳体)，所述内部壳体朝着涡轮喷气发动机定向并共同限 定虚拟表面32的一部分，该虚拟表面是基本上具有圆形截面的圆柱形，并具有平行于中心 箱体22且平行于X方向的纵向轴线34，如在图6中看到的。另一方面，所述两个壳体26a，26b均具有至少一个这样的部分，该部分具有适于 能够定位在此虚拟表面32周围且与其接触的适当的曲率。有利地，因此所述壳体26a，26b 参与辅助流环形通道(未示出)的外部径向界定，已知也考虑在这些封闭壳体上提供声音 保护涂层，不管是在内表面上还是外表面上。可替代地，在不背离本发明的范围的前提下， 可使得侧向箱体完全位于风扇壳体上。另外，侧向箱体24a(这里，与侧向箱体24b相同且对称)包括箱体封闭外部壳体44a,同时，侧向箱体24b也包括箱体封闭壳体44b。封闭壳体44a，44b (也叫做上壳体)均优选地组成发动机舱的外部空气动力学表 面的一部分，产生的有利结果是，悬挂架的至少一部分是发动机舱的组成部分。图7示出了沿着横向平面P’截取的截面图，该横向平面以任意方式穿过侧向箱体 24a，24b。在此图中，可以看到，两个箱体封闭内部壳体26a，26b用其外表面的一部分限定 具有圆形截面的基本圆柱形的虚拟表面32的一部分。应当注意，为了产生从风扇的环形通 道14排出的辅助流的最小干扰，圆柱形虚拟表面32的直径优选地与风扇壳体12的环形部 分的圆柱形外表面的直径基本相同。当然，此特征与旨在设置内壳26a，26b参与辅助流环 形通道的外部径向界定的特征一致。另外，如可在图7中看到的，中心箱体22的元件仅伸入由虚拟表面32限定的空间 38内部一较小距离，使得这些元件不明显地干扰辅助气流的流动。这由这样的事实来解释 侧向纵梁30在Z方向上具有相对于虚表面32和外表面18的直径非常小的高度。共同参照图6和图7，壳体26a，44a通过前封闭框架28a和后封闭框架46a彼此连 接，因此，这些框架28a，46a横向地定向并分别位于箱体24a的前部和后部。另外，位于平 面P2下方的封闭板48a封闭箱体24a的下部，并且因此与壳体26a，44a和框架28a，46a的 下端连接。自然地，侧向箱体24b包括元件26b，44b，28b，46b和48b，分别与箱体24a的元件 26a, 44a, 28a, 46a和48a相同，这两个侧向箱体例如易于优选地以铰接的方式支撑发动机
舱的整流罩。优选地，两个壳体26a和26b被一体实现，并在所述壳体的上部处通过连接板50 彼此连接，连接板50沿着平面XY定向并与中心箱体22的下纵梁36接触。类似地，也可设 置两个前封闭框架28a，28b被一体实现，并在所述框架的上部处通过箱体22的前封闭框架 31彼此连接，此框架31沿着平面YZ定向。因此，在此构造中，一体形成的框架28a，28b，31 布置在相同的平面YZ中，并构成悬挂架4的刚性结构10的前端。因此，悬挂架4的刚性结构10完全适于支撑前发动机紧固件6a，6b，8，因为所述发 动机紧固件能够轻松地固定在一体形成的横向部件上，该横向部件集成有框架28a，28b和 31的，如图1所示，并具有例如通常U形的形状，就像正面图中的刚性结构的组件一样。可考虑一种替代的解决方案，其中，侧向箱体形成半圆柱形桶并且不是U形，然后 在箱体下方设置附加的结构元件，以便使得第一和第二发动机紧固件位于第二径向平面P2 下方。此构造在通过竖直运动从下方将涡轮喷气发动机安装在悬挂架上的情况中尤其有 利。作为说明，用金属材料(例如，钢、铝、钛)，或用复合材料(优选地，具有碳)，来制 造已经描述的刚性结构10的所有组成元件。侧向箱体24a，24b事实上可具有不同的周长，主要在将发动机组件悬挂在机身后 部的情况中，那么也确定，在这种情况中，在不背离本发明的范围的前提下，这些侧向箱体 可在与所述中心箱体的前部不同的另一位置与中心箱体22连接。为此，这里参照图8和图9，看到属于根据本发明的另一优选实施方式的发动机组 件的悬挂架的刚性结构10，其特性与飞行器机身80的后部相关。
此刚性结构10具有与在上述实施方式中描述的设计基本相同的设计，如由与之 前描述的相同元件相同或相似的元件相应的参照数字所证明的。可以看到，由悬挂在机身80的后部产生的主要差异在于所述刚性结构10的倾斜， 在两个侧向箱体24a，24b的范围内，现在整体形成基本圆柱形的外壳/壳体的一部分，其不 再位于上半直径周围，而是布置在所述相同的涡轮喷气发动机(未示出)的基本侧向的半 直径周围。更精确地，优选地设计刚性结构10，以相对于径向平面P1对称，该径向平面P1不 再是竖直的，而是由涡轮喷气发动机2的纵向轴线5和垂直于X方向的第一方向Z’限定， 此第一方向V相对于分别对应于涡轮喷气发动机的竖直和横向方向的上述Z和Y方向倾 斜。优选地，所述平面P1可以以一定角度(例如，相对于水平面，即相对于任何XY平面，在 大约10°和60°之间)远离机舱80的同时上升。第一前发动机紧固件6a和第二前发动机紧固件6b均相对于上述平面P1以对称 的方式固定在风扇壳体上，如图8所示。因此，第一和第二前发动机紧固件6a，6b相对于紧 固件8设置在垂直于P1的径向平面P2上方。这里，可总结为径向平面P2位于两个紧固 件6a，6b与发动机紧固件8之间。这里，用纵向轴线5和垂直于方向X且垂直于第一方向Z’的第二方向Y’限定平 面P2，由此使得也相对于Z和Y方向倾斜。如图8中的箭头所示意性地示出的，将第一和第二前发动机紧固件6a，6b均设计 为吸收由涡轮喷气发动机2沿着X方向和沿着第一方向Z’产生的力，但是不吸收沿着Y’ 方向施加的力。以此方式，两个紧固件6a，6b彼此大幅度隔开，共同确保吸收沿着方向X施加的力 矩的和沿着方向Z’施加的力矩。仍参照图8，可以看到第三前发动机紧固件8，其示意性地示出并也固定在风扇壳 体(未示出)的外围环形部分，优选地也固定在该部分的后部。关于此第三前发动机紧固 件8，其由上面指出的平面P1虚拟地穿过，该第三前发动机紧固件8被设计为能够唯一地吸 收由涡轮喷气发动机2沿着x方向和沿着r方向产生的力，因此不吸收沿着Z’方向施加 的力。以此方式，所述第三紧固件8与两个其它紧固件6a，6b共同确保吸收沿着第二方 向r施加的力矩。最后，即使未示出，应当注意，优选地设置在刚性结构10上，尤其是在侧向箱体 24a, 24b上，安装一个或多个发动机舱整流罩。在图10至图12中，示出了本发明的一个特性，其中，涡轮喷气发动机集成有加固 结构，该加固结构将风扇壳体和中心箱体连接一起。在图中，将涡轮喷气发动机2示出为在 这样的位置，例如，当其悬挂在机翼下方时所采用的位置。然而，可对涡轮喷气发动机的任 何定位考虑所述实施方式，特别是当将其安装至机身后部时，例如图8和图9所示的。首先，提供用于传递力的环形结构60 (也叫做轮缘或环)，其围绕以轴线5为中心 的中心壳体16。与中心壳体16径向隔开的此环60通过安装装置62与中心壳体机械地连 接，该安装装置例如是连杆类型的，例如将在下文中详细描述的。优选地，此环60朝着中心 壳体16的后部定位，例如在燃烧室的下游，更优选地在涡轮机间壳体处并与固定的结构元件相对，理想地在高压涡轮机壳体的端部。为了更好的支撑，其优选地位于涡轮喷气发动机 的传动轴轴承的正前方。首先，提供形成剪应力平面的加固结构，其与第一和第二发动机紧固件6a，6b均 相配合。因此，关于第一发动机紧固件6a，在径向虚拟平面66a中布置形成剪应力平面的 加固结构64a，该径向虚拟平面66a穿过轴线5，也通过所述紧固件6a的固定点6’ a。如在图11中更容易看到的，结构64a优选地采用基本三角形的平面形状，可能具 有孔以减小质量。该三角形在第一固定点68a处固定连接至环60，并且在第二固定点70a 处固定连接在风扇壳体12处、在位于虚拟平面66a中的点6’ a的附近，以及在第三固定点 72a处固定连接至结构臂17和中间壳体21之间的连接处。因此，形成剪应力平面的三角形 结构64a具有平行于位于虚拟平面66a中的结构臂17且沿着结构臂17的底部，这里，该虚 拟平面相对于Y和Z方向由于紧固件6a在径向平面P2下方的偏移而倾斜。这里，三角形加固结构(其位于虚拟平面66a中)是径向的，也就是说，其穿过纵 向轴线5。然而，其可以另外的方式设置，也就是说，平行于纵向轴线5，不与其集成。尤其 是当结构臂本身不是径向的，而是在横向平面中倾斜以便其轴线不与纵向轴线5交叉。在 这种构造中，仍优选地这样布置三角形结构64a具有平行于结构臂17且沿着结构臂17的 底部，该结构臂位于虚拟平面66a中。换句话说，优选地设置三角形结构64a位于一个结构 臂17的后延长部分中，因此，所述结构臂和结构64a位于相同的虚拟平面66a中。应当注 意，此特征还可应用于下面描述的其它加固结构中每个。以相同的方式，对第二紧固件6b采用相同或相似的设计。因此，在图中，与布置在 径向虚拟平面66b中的形成剪应力平面的加固结构64b相关的元件的参考数字具有字母 “b”，以此代替加固结构64a相关的相同元件所用的字母“a”。因此，结构64a，64b相对于径向平面P1对称，径向平面P1还对应于另一径向虚拟 平面66c，形成剪应力平面的第三加固结构64c位于该平面中，该剪应力平面与第三发动机 紧固件8连接(attach^)。为此，应当注意，在考虑发动机紧固件6a，6b设置在平面P2中 而非设置在该平面下方的情况下，两个径向虚拟平面64a，64b与该平面重合。而且，此处，在图中，与布置在径向虚拟平面66c中的形成剪应力平面的加固结构 64c相关的元件的参考数字，具有字母“c”，以此代替加固结构64a相关的相同元件所用的 字母“a”。三个结构64a，64b，64c优选地是基本上相同的，整体上允许加固中心壳体16，从 而限制其弯曲，即使是在虚拟平面66a，66b，66c中施加惯性应力的情况中，虚拟平面66c对 应于竖直平面。另外，这些加固结构允许限制虚拟平面中的和靠近虚拟平面的结构臂17的 变形，有利地导致限制风扇壳体12的“椭圆化”作用。优选地，结构64a，64b，64c在分离(bifurcation)涡轮喷气发动机的辅助流中的 空气中均起作用；这些分离在构成空气动力学表面的同时具有集成系统的通道和/或进行 声音处理的主要功能。最后，为了保持均衡均衡地吸收力，加固结构与所述悬挂架没有直接的机械连接， 并且与发动机舱也没有直接的机械连接。现在参照图13和图14，可以看到安装装置62的一个优选实施方式，该安装装置位于用于传递力的环形结构60和中心壳体16之间。首先，应当注意，上述固定点68a，68b，68c均在环60中形成力引入点，这些力弓丨入 点沿着环周向地分布。另外，由于与这些点68a，68b，68c相关的上述加固结构的优选径向 方向，对环施加的力也径向地定向，也就是说，穿过经过轴线5的方向，该环同样以该轴线 为中心。然而，在不背离本发明的范围的前提下，可将加固结构以除了径向以外的方式定向。至少一个连接杆62与这三个点68a，68b，68c的每个连接，沿着图13中的轴线5 从正面看，每个连接杆相对于中心壳体16成切线地设置。更精确地，连接杆62均优选地基 本上设置在涡轮喷气发动机的同一横向平面中。优选地，单个连接杆62由上点68c和下点68a，68b中的每一个形成。对于每个连接杆62，其设置有由球窝连接方式连接在中心壳体16上的内端62a， 和由球窝连接方式连接在环60上的外端62b。更具体地，将此外端62b布置为例如在正面图 中被径向虚拟平面66a，66b，66c穿过，该虚拟平面穿过纵向轴线5和相关的力引入点68a， 68b，68c。作为说明，通常，由此可见，对于给定的发动机紧固件，紧固件在风扇壳体上的固 定点、相关的加固结构在风扇壳体上的固定点、加固结构本身、在此环上形成加固结构的固 定点的该环中的力引入点、以及相关连接杆的外端均布置在同一径向虚拟平面中，因此，连 接壳体12和16的一个结构臂也优选地位于该虚拟平面中。用于固定连接杆62的端部的球窝类型允许更好地管理中心壳体相对于包围其的 环形结构60在径向方向上和在纵向方向上的热膨胀。事实上，当中心壳体膨胀时，具有如 上所述定位的球窝连接杆能够轻松地伴随中心壳体在这两个方向上的变形，不会引起有害 的应力。另外，如在图13中看到的，这三个连接杆62b均在相同的圆周方向上从其外端延 伸，例如，如已示出的顺时针方向。通过此构造，在环60和壳体16或连接杆62之间具有热 差膨胀的情况中，环60可围绕中心壳体16转动，同时仍与所述中心壳体保持同轴。更具体地参照图14，详细描述了作用在力引入点68a处的力的重新分配，其它两 个点68b，68c类似。在力引入点68a处，来自相关加固结构64a的力76基本上径向地布置，更具体地 布置在相应的径向虚拟平面66a中。一方面通过连接杆62中的压缩力或牵引力78并且另 一方面由环60中的必须基本切向的力80来吸收径向力76，该力80也叫做薄膜力。为此， 在环的三个力引入点中的每个处，其趋向于抵抗由基本切向的力施加的加固结构的机械应 力，从而限制椭圆化的危险。在示出了一个替代实施方式的图13a中，除了以上参照图13描述的三个连接杆62 以外，将提供适当放置的第四连接杆62。事实上，为了均勻地重新分配力，从负载引入点68a，68b，68c分别引出的三个连 接杆与第四连接杆62相配合，该第四连接杆62将环60连接在壳体16上，此第四连接杆相 对于附接至第三发动机紧固件的连接杆是对称设置的，例如对于由轴线5构成的中心是中 心对称的。因此，在正面图中，也将外端62b布置为被径向虚拟平面66c穿过，该虚拟平面 66c穿过纵向轴线5和相关的力引入点68c。另外，如在图13a中看到的，三个连接杆由此均在相同的圆周方向上从其外端62b延伸，例如，如已示出的顺时针方向。仍在此处，在环60和壳体16或连接杆62之间具有热 差膨胀的情况中，环60可围绕中心壳体16转动，同时仍与所述中心壳体保持同轴。此外， 在第一和第二发动机紧固件布置在平面P2的特殊情况下，切向于壳体16的四个连接杆62 以由纵向轴线5构成的中心对称地分布。在示出了另一实施方式的图15中，以上述方式设置的连接杆62仍与环60连接， 环60本身不仅与力引入点68a，68b，68c连接，而且还由辅助流88的环形通道的内部径向 定界的结构86(IFS，入口风扇结构)支撑。作为说明，此结构86相对于辅助流环形通道的 外部径向定界的结构90(0FS，出口风扇结构)朝着内部径向地设置，其本身位于悬挂架的 侧向箱体的内部壳体的后延长部分中。在这种情况中，如上所述，实际上可设置，沿着内部结构80延伸的加固结构64a， 64b，64c在分离涡轮喷气发动机的辅助流中的空气时起辅助作用。在图13至图15中，将涡轮喷气发动机2示出为处于这样的位置，例如当该涡轮喷 气发动机悬挂在机翼下方时所采用的位置。然而，对于涡轮喷气发动机的任何定位，尤其当 其位于机身的后部时，可考虑如上所述的安装装置62的特定结构，例如如图8和图9所示。当然，本领域的技术人员可对已经描述的唯一地作为非限制性实例的飞行器发动 机组件1进行各种修改。在这点上，应当注意，分别在图3至图9中和在图13至图15中示 出的两个可选特征已经被组合描述，但是，在不背离本发明的范围的前提下，可以只提供一 个特征。
权利要求
一种用于飞行器的发动机组件(1)，其包括 涡轮喷气发动机(2)，其包括风扇壳体(12)、相对于所述风扇壳体径向向内设置的且通过多个结构臂(17)连接至所述风扇壳体的中间壳体(21)、以及向后部延伸所述中间壳体的中央壳体(16)； 悬挂架(4)，其具有刚性结构(10)和将所述涡轮喷气发动机(2)悬挂在所述刚性结构(10)上的悬挂装置，所述悬挂装置包括第一、第二和第三前发动机紧固件(6a、6b、8)，所述前发动机紧固件用于吸收施加至所述风扇壳体的推力，并被设置为使得所述第三前发动机紧固件(8)穿过所述涡轮喷气发动机的第一径向平面(P1)，并且使得所述第一和第二前发动机紧固件(6a、6b)设置在所述第一径向平面(P1)的两侧；并且 用于传递力的环形结构，其围绕所述中央壳体(16)并通过所述安装装置(62)机械地连接至所述中央壳体，其特征在于，所述第一和第二前发动机紧固件(6a、6b)中的每一个与形成剪应力平面的加固结构(64a、64b)配合，所述加固结构固定地连接在以下位置 在所述环形结构处的第一固定点(68a，68b)处； 在所述风扇壳体处的第二固定点(70a，70b)处，并且； 在所述结构臂(17)或者中间壳体(21)处的在第三固定点(72a，72b)处；所述加固结构(64a、64b)沿着虚拟平面(66a、66b)延伸，所述虚拟平面平行于所述涡轮喷气发动机的纵向轴线(5)或者穿过该纵向轴线，并且所述虚拟平面还穿过位于所述风扇壳体(12)上的所述前发动机紧固件(6a、6b)的固定点(6’a，6’b)。
2.根据权利要求1所述的用于飞行器的组件(1)，其特征在于，所述第三固定点(72a， 72b)位于所述中间壳体(21)和所述结构臂(17)之间的连接处。
3.根据上述权利要求中任一项所述的用于飞行器的组件(1)，其特征在于，每个加固 结构(64a，64b)都采用三角形的大体形状。
4.根据上述权利要求中任一项所述的用于飞行器的组件(1)，其特征在于，用于吸收 推力的所述第一和第二前发动机紧固件(6a，6b)相对于所述第一径向平面(Pl)对称设置， 所述第一径向平面由所述涡轮喷气发动机的纵向轴线(5)和所述涡轮喷气发动机的第一 方向(Z，V )定义，所述纵向轴线平行于所述涡轮喷气发动机的纵向方向(X)，所述第一方 向垂直于所述纵向方向(X)。
5.根据权利要求4所述的用于飞行器的组件(1)，其特征在于，所述第一和第二前发 动机紧固件(6a，6b)中的每一个都被设计为吸收所述涡轮喷气发动机(2)沿所述纵向方向 (X)和所述第一方向(Z，V )施加的力，并且其特征在于，所述第三前发动机紧固件(8)被 设计为吸收所述涡轮喷气发动机(2)沿所述纵向方向(X)和第二方向(Y，Y’ )施加的力， 所述第二方向垂直于所述第一方向(Z，Z’ )和所述纵向方向(X)。
6.根据权利要求5所述的用于飞行器的组件(1)，其特征在于，所述涡轮喷气发动机 (2)的第一方向对应于所述涡轮喷气发动机的竖直方向(Z)，并且其特征在于，所述涡轮喷 气发动机(2)的第二方向对应于所述涡轮喷气发动机的横向方向(Y)。
7.根据上述权利要求中任一项所述的用于飞行器的组件(1)，其特征在于，所述第三 前发动机紧固件(8)与形成剪应力平面的加固结构(64c)配合，所述加固结构(64c)固定 地连接在以下位置-在所述环形结构处的第一固定点(68c)处； -在所述风扇壳体处的第二固定点(70c)处，并且； -在所述结构臂(17)或者所述中间壳体(21)处的第三固定点(72c)处， 所述加固结构(64c)沿虚拟平面(66c)延伸，所述虚拟平面(66c)平行于所述涡轮喷 气发动机的纵向轴线(5)或者穿过该纵向轴线，并且所述虚拟平面(66c)还穿过所述风扇 壳体(12)上的所述第三前发动机紧固件(8)的固定点(8’)。
8.根据上述权利要求中任一项所述的用于飞行器的组件(1)，其特征在于，所述加固 结构与所述悬挂架没有直接的机械连接。
9.一种飞行器，其特征在于，所述飞行器包括至少一个根据上述权利要求中任一项所 述的用于飞行器的发动机组件(1)，所述发动机组件组装在所述飞行器的机翼或者机身后 部上。全文摘要
本发明涉及一种用于飞行器的发动机组件，其包括环形结构(60)，该环形结构围绕中央壳体(16)并通过紧固件安装装置(62)连接到该中央壳体。第一和第二发动机紧固件(6a，6b)中的每一个都与形成剪应力平面的加固结构(64a，64b)配合，该加固结构被固定地连接在以下位置在环形结构处的第一固定点(68a，68b)处；在风扇壳体处的第二固定点(70a，70b)处，并且；在结构臂或者中间壳体处的第三固定点(72a，72b)处；所述加固结构沿径向虚拟平面延伸，该径向虚拟平面穿过风扇壳体上的所述紧固件(6a，6b)的固定点。
文档编号F02C7/20GK101959759SQ200980106753
公开日2011年1月26日 申请日期2009年2月27日 优先权日2008年2月28日
发明者弗雷德里克·茹尔纳德, 德尔菲娜·雅尔贝 申请人:空中客车运作股份公司