具有可分离壳体部分的推进组件的制作方法

本发明涉及一种包括涡轮发动机的推进组件(propulsive assembly)，其中某些壳体部分可以分离以便在发生事故时衰减发动机的某些振动模式。

这种技术可以应用于任何类型的推进组件，包括涡轮发动机。尽管如此，它特别适用于飞机涡轮喷气发动机，特别是作为防备摄入鸟类风险的预防措施。

背景技术：

高涵道比涡轮喷气发动机类型的推进组件具有从发动机悬架悬臂式伸出的大的质量体，无论是在发动机的前部还是后部。机舱的某些元件，诸如进气管道、喷嘴或排气锥体因此代表大的悬臂式伸出的质量体。

这些悬臂式伸出的质量体因此在发动机上产生大的弯矩。在由于吸入鸟而导致叶片移动、损坏或丢失而造成的风扇不平衡的情况下，例如，某些振动模式被放大，并且随后产生大的负载，推进组件的壳体的各种部分的紧固法兰尺寸必须适合，特别是在与这些悬臂式伸出元件的接口处。

特别是，在发生这种事故时，推进组件必须能够承受在认证规定中规定的某个最小持续时间内的这些极限负载，从而使结构自然受制于高水平的疲劳，并且因此需要大的设计尺寸。

为了减小这些振动模式的大小并因此减小在风扇不平衡时施加的负载的大小，已经提出了将转子的某些元件相对于定子分离的建议。这使得可以修改由转子产生的激励，从而衰减推进组件的某些振动模式。尽管如此，以这种方式使转子的部分分离给转子提供了在定子内移动的更大自由度，并因此导致整体上对发动机造成广泛损坏的重大风险。

文献US 2011/203255描述了具有柔性紧固部分(flexible fastener portion)的外壳部分。

因此存在对推进组件使涡轮发动机的某些振动模式能够减小的实际需求，并且至少部分地不受上述已知配置固有的缺点的影响。

技术实现要素：

本发明涉及一种推进组件，该推进组件包括涡轮发动机，该涡轮发动机配置成通过悬架固定(fastened)到飞机上，该组件包括至少第一和第二壳体部分，所述第一和第二壳体部分一个接一个地轴向延伸，所述壳体部分之一相对于所述悬架悬臂式伸出，其中第一壳体部分具有刚性地连接到第一壳体部分的主体的第一紧固部分(fastener portion)和更柔性地(more flexibly)连接到第一壳体部分的主体的第二紧固部分，并且其中第二壳体部分以永久(permanent)的方式固定到第一壳体部分的第二紧固部分并且以可释放(releasable)的方式固定到第一壳体部分的第一紧固部分。

在本发明中，术语“轴向”、“径向”、“切向”、“内部”、“外部”及其派生词相对于涡轮发动机的主轴线限定；术语“轴向平面”表示包含涡轮发动机主轴线的平面，并且术语“径向平面”表示垂直于主轴线的平面；最后，术语“上游”和“下游”相对于通过发动机的气流来定义。此外，术语“一个接一个地轴向延伸”并不限于特定的轴向方向：因此，第一壳体部分可以位于相对于第二壳体部分上游或下游同样好的位置。

此外，在本发明中，术语“柔性”和“刚性”相对于彼此限定；因此，如果第一紧固部分和壳体主体之间的连接弯曲刚度小于第一紧固部分和壳体主体之间的连接的弯曲刚度，则在本发明的含义中认为“柔性”，这构成参考刚度，并且与实际刚度无关。然而，优选地，“柔性”连接的弯曲刚度小于“刚性”连接的弯曲刚度的90％，更优选小于80％。

此外，在本发明中，当部件位于发动机的最上游悬挂点的上游或发动机的最下游悬挂的下游时，该部分被认为相对于悬挂被悬臂式伸出。

最后，在本发明中，术语“永久”和“可释放”使用中彼此形成对比：因此，如果固定(fastening)被解除、破裂或释放，则认为其是“可释放”，当推进组件在运行中、无论是根据命令，还是出现预先建立的条件诸如超过压力水平，例如在紧急运行模式中，以及特别是在事件发生时(该情况尤其可以与检测超过预定阈值的旋转组件的不平衡相关联；相反，如果在推进组件的运行中它没有被配置为解开，紧固在本发明的含义被认为是“永久”，因此“永久”紧固的定义是指推进组件的运行并且没有打算排除当推进组件未运行时，例如在维修时，紧固被解体的可能性。此外，如果其刚度相对于静止状态下降超过50％，则认为该连接被释放：因此，认为在初始固定在一起的两个部件之间的连接断开之后，即使松散的物理连接仍然存在，连接会被释放。

在这种情况下，通过如此设置的配置，在推进组件的正常运行期间，第二壳体部分刚性地固定到第一壳体部分：由第一壳体部分的第一紧固部分经由刚性连接部件，以及还由第二紧固部分经由柔性连接路径两个制成的连接。

相反，必要时，例如当发动机的振动模式达到导致不可接受的应力的阈值时，典型地在由于吸入鸟而在风扇中出现不平衡的情况下，紧固连接第二壳体部分到第一壳体部分的第一紧固部分可以以这样的方式破裂，即第二壳体部分然后仅经由其第二紧固部分固定到第一壳体部分，并因此仅经由柔性连接路径。在这种情况下，这降低了第一和第二壳体部分之间的紧固的刚度，由此改变了系统的动态响应并且因此有助于降低推进组件的振动模式的频率和幅度。

因此，在这样的事件之后推进组件受到的应力减小，从而使其在事故发生后能够保持更长的时间。因此认证测试更容易满足，并且在实际情况下，飞行员因此在发动机受到更严重损坏之前着陆飞机的时间更长。

此外，在相同的认证条件下，施加的应力较低，因此可以减轻结构并因此减轻推进组件的重量，从而降低其燃料消耗。

在某些实施方式中，相对于悬架悬臂式伸出的所述壳体部分相对于直接连接到悬架的壳体部分悬臂式伸出。

在某些实施方式中，直接连接到悬架的所述壳体部分是所述第一和第二壳体部分中的另一个。

在某些实施方式中，涡轮发动机包括转子和定子，转子包括由轴驱动的风扇，该轴安装成经由至少两个轴承相对于定子旋转。

在某些实施方式中，相对于悬架悬臂式伸出的所述壳体部分的重心位于比所述轴承的最上游轴向更上游或者比所述轴承的最下游更下游。

在某些实施方式中，相对于悬架悬臂式伸出的所述壳体部分相对于由直接连接到悬架的壳体部分承载的轴承悬臂式伸出。

在某些实施方式中，所述壳体部分是环形的并围绕发动机的转子轴布置。

在某些实施方式中，第一壳体部分的第一紧固部分通过第一连接部分连接到第一壳体部分的主体，并且第一壳体部分的第二紧固部分通过第二连接部分连接到第一壳体部分的主体，且第二连接部分具有比第一连接部分的弯曲刚度小至少10％的弯曲刚度，优选小至少20％。

在某些实施方式中，第二连接部分是穿孔的。这构成了用于减小连接部分的刚度的简单且便宜的手段。特别是可以在第二连接部分中制造孔。在其他实施方式中，例如，第二连接部分可以由一系列不连续的板或柱组成。

在某些实施方式中，第二连接部分的厚度小于第一连接部分的厚度。

在某些实施方式中，第二连接部分由比第一连接部分更柔韧的材料制成。

在某些实施方式中，第一连接部分延伸第一壳体部分的主体。这用于为第一连接部分提供良好的刚性。

在某些实施方式中，第二连接部分从第一壳体部分的主体分叉。以这种方式，柔性连接部分可以沿着刚性连接部分延伸，以便于其与第二壳体部分的界面结合。此外，该分叉可以有助于为第二连接部分提供灵活性。

在某些实施方式中，第一壳体部分的第一紧固部分是第一紧固法兰。

在某些实施方式中，第一壳体部分的第二紧固部分是第二紧固法兰。

在某些实施方式中，第二壳体部分通过共同的紧固部分固定到第一壳体部分的第一和第二紧固部分。这使得第一和第二壳体部分之间的界面更加紧凑。

在某些实施方式中，第二壳体部分的紧固部分是紧固法兰。

在某些实施方式中，第二壳体部分独立于其固定到第一壳体部分的第二紧固部分而固定到第一壳体部分的第一紧固部分。当紧固被释放时，这有助于第二壳体部分与第一壳体部分的第一紧固部分的有效分离。

在某些实施方式中，第一壳体部分的第一和第二紧固部分是被扇形化(festonnées)的。这种配置便于第一壳体部分的第一和第二紧固法兰与第二壳体部分的常规(common)的紧固法兰的独立固定。这也有利于第一法兰和与第二法兰的紧固点进行交替。

在某些实施方式中，第二壳体部分通过使用可断裂的紧固装置以可释放的方式固定到第一壳体部分的第一紧固部分。特别是它们可以包括分离螺钉或螺栓。

在某些实施方式中，可断裂紧固装置被配置为当它们受到超过预定阈值的应力时破裂。

在其他实施方式中，可断裂紧固装置被配置为根据命令例如断开，例如通过使用爆破螺栓。

在某些实施方式中，第二壳体部分通过使用常规的紧固装置(即不可断裂的紧固装置)以永久的方式固定到第一壳体部分的第二紧固部分。

在某些实施方式中，推进组件还包括机舱，并且第一和第二壳体部分之一是涡轮发动机的壳体部分，而另一个壳体部分之一是机舱的壳体部分。优选地，第一壳体部分形成涡轮发动机的部分并且承载所述轴承之一，而悬臂式伸出的第二壳体部分形成机舱的部分。具体而言，通常机舱壳体部分位于推进组件的上游和下游端部，并且这些机舱壳体部分因此在很大程度上悬臂式伸出，并且因此负责大的弯曲力矩。

在某些实施方式中，所述机舱壳体部分是排气锥体，通常也称为“塞子”。所述涡轮发动机壳体部分然后可以是涡轮机后壳体，也被称为涡轮机后叶片(TRV)。具体而言，排气锥体具有相当大的重量并且位于发动机的下游端。

在其他实施方式中，机舱壳体部分是喷嘴。所述发动机壳体部分然后可以是后涡轮机壳体。具体而言，喷嘴同样位于发动机的下游端，同心地围绕排气锥体。

在其他实施方式中，所述机舱壳体部分是进气管道，通常也被称为“进气口”。所述发动机壳体部分然后可以是风扇壳体。该进气管道具有相当大的重量并位于发动机的上游端。

在阅读所提出的推进组件的实施方式的以下详细描述时，将出现上述特征和优点以及其他特征和优点。详细描述参考附图。

附图说明

附图是示意性的并且尤其是寻求显示本发明的原理。

在附图中，从一个图到另一个图，相同的元件(或元件的一部分)由相同的附图标记表示。

图1是本发明的推进组件的平面剖视图。

图2是后涡轮机壳体和排气锥体之间的界面区域的剖视图。

图3是图2中的盒子III的放大图。

图4是后涡轮机壳体的紧固法兰的平面图。

图5是图4的平面V-V上的剖视图。

图6是图4的平面VI-VI上的剖视图。

图7是在可熔紧固装置破裂之后，后涡轮机壳体和排气锥体之间的界面区域的剖视图。

图8是示出内部涡轮机壳体与LP涡轮机壳体之间的法兰处的力矩如何随着发动机的旋转速度而变化的曲线图。

具体实施方式

为了使本发明更加具体，下面参照附图给出实施例推进组件的更详细的描述。应该记得，本发明不限于这个实施例。

图1是本发明的推进组件1在包含其主轴线A的竖直平面上的剖视图。该组件包括旁路涡轮喷气发动机10和围绕涡轮喷气发动机10的机舱20。

在气流的流动方向上从上游到下游，涡轮喷气发动机10包括：风扇12；低压(LP)压缩机13；高压(HP)压缩机14；燃烧室15；高压(HP)涡轮机16；和低压(LP)涡轮机17。这些各种构件由多个大致圆柱形的壳体部分保护，这些壳体部分经由紧固法兰彼此固定。在这些各种壳体部分中，涡轮喷气发动机10具有围绕风扇12的风扇壳体31，在HP涡轮机16和LP涡轮机17之间延伸的内部涡轮机壳体32，以及在LP涡轮机17后面延伸的后涡轮机壳体33以及包括内部护罩33a和外部护罩33b。

机舱20具有各种壳体部分特别用于引导气流：这些各种壳体部分特别包括位于风扇壳体31上游的进气管道21，并且将推进组件1的进气口处的气流引导向风扇12；排气锥体22，所述排气锥体22安装在后涡轮机壳体33的内部护罩的下游并且限定用于通过涡轮喷气发动机10的主流的排气通道的内部封套；以及喷嘴23，所述喷嘴23安装在涡轮机33的后壳体的外部护罩的下游并且将来自涡轮喷气发动机10的主流的排气通道与平行二级通道分离。

典型地，涡轮喷气发动机10经由悬架9固定在飞机上，所述悬架9经由至少两个点9a和9b连接到涡轮喷气发动机：悬架因此通常连接到中间壳体8的上游端以及连接到后涡轮机壳体33的下游端或连接到内部涡轮机壳体32。

图2更详细地示出了后涡轮机壳体33和排气锥体22之间的界面区域。为了简化目的，从该图中省略了喷嘴23。

如在图3中可以更好地看到的那样，后涡轮机壳体33的内部护罩33a在其后端处具有第一紧固法兰41和第二紧固法兰42。更确切地说，内部护罩33a的主体43首先以直线方式延伸到标记内部护罩33a的下游端的第一紧固法兰41；其次，第二紧固法兰42经由适于壳体主体43的内表面的环46或从其分支连接到主体43。

因此，在从上游到下游时，可以说壳体主体43到达分叉44，分叉44首先经由第一连接部分45通向第一紧固法兰41，该第一连接部分45实际上由壳体主体43的直线延伸构成，并且经由由环构成的第二连接部分46连接到第二紧固法兰42。

在该实施例中，第二连接部分46具有小于壳体主体43的厚度并且因此小于第一连接部分45的厚度。在这种情况下，第二连接部分46具有小于第一连接部分45的弯曲刚度的弯曲刚度。第二连接部分46也具有圆形部分46a，所述圆形部分46a也有助于降低其刚度。

排气锥体22在其上游端设置有单个紧固法兰51，该紧固法兰51同时但独立地固定到后涡轮机壳体33的内部护罩33a的第一和第二紧固法兰41和42上：这些紧固件被下面附图4、5和6更详细地描述。

从图4中可以看出，后涡轮机壳体33的第一和第二紧固法兰41和42是被扇形化的，即它们呈现出沿径向以不连续方式延伸的周向排列的扇形部分41a和41b。第二法兰42的每个扇形部分42a因此通过退台(setback)42b与邻近处分离，其中可以放置第一法兰的扇形部分41a；以相同的方式，第一法兰41的每个扇形部分41a通过与第二法兰42的扇形部分42a一致的退台41b与其邻近处分离。每个扇形部分41a、42a设置有至少一个孔47、48。

排气锥体22的法兰51是围绕排气锥体22的上游周边径向连续地延伸的常规法兰。它具有与装饰41a、42a中的孔47、48一致的孔52。

如在图5和图6中可以看到的那样，然后可以通过使用第一类型的紧固装置55以独立的方式将排气锥体22的紧固法兰51固定到壳体33的第一紧固法兰41，并且通过使用第二类型的紧固装置56固定到壳体33的第二紧固法兰42。

第一紧固装置55具有可破裂的特征，即当它们受到超过某个阈值的应力时它们破裂。相反地，第二紧固装置56不可破裂并且在推进组件运行时不会破裂或不能松开。

在本实施例中，第二紧固装置是传统的螺栓56，而第一紧固装置是可熔断螺栓(boulons fusibles)55，每个可熔断螺栓55具有厚度减小的部分，当法兰41和51上的力矩超过预定的阈值时能够断裂，即对于双轴旁路涡轮喷气发动机，阈值在10×10³牛顿-米(N·m)到50×10³N·m的范围内。

因此，在作用在后涡轮机壳体33与排气锥体22之间的界面上的异常力矩出现时，例如，由于吸入鸟而引起的风扇12的不平衡激励下，可熔断螺栓53断裂，使得排气锥体22然后仅经由第二紧固法兰42保持固定到后涡轮机壳体33。排气锥体22与后涡轮机壳体33的主体43的连接，并且因此到推进组件1的其余部分的连接，然后仅经由第二连接部分46的柔性力路径进行：如图7中可以看出的那样，该连接的较低刚度然后给排气锥体22更大的运动自由度。此外，这种刚度的降低改变了系统的动态响应，特别是导致推进组件的振动模式发生偏移和衰减。

图8通过曲线图示出了这种现象，该曲线描绘了作为内部涡轮机壳体32与LP涡轮机壳体17之间的界面的法兰上作用的力矩与风扇12中发生限制失衡的发动机转速的函数(这种限制失衡的值由认证规则确定)。

虚线61中的曲线对应于排气锥体22保持刚性地固定到后涡轮机壳体33的情况，即在没有由可熔断螺栓55提供的可释放紧固的情况下。相反，连续线62对应于可熔断螺栓55已经断裂之后的情况，并且因此在排气锥体22已经相对于后涡轮机壳体33的刚性力路径45分离之后。垂直线69限定了发动机的正常工作范围。认证测试需要以如此限制的速度进行。

因此在图8中可以看出，在本发明不存在分离的情况下，在内部涡轮机壳体32与LP涡轮机壳体17之间的界面处的力矩在发动机的运行范围内呈现出大的峰值61a。相反，在分离之后，该模式62a偏移到较低的频率，并且最重要的是它的幅度更低。还可以看到在发动机的运行范围内发生的最大力矩内大约30％的显著下降B1，因而使得可以减轻涡轮发动机的结构，特别是减小壳体的厚度，以减少使用的紧固螺栓或者实际使用的不同的材料的数量。

在本发明中，通过实施例详细描述后涡轮机壳体33和排气锥体22之间的界面。然而，应该注意的是，通过在涡轮发动机和/或机舱的壳体的其他成对部分之间使用这种配置，同样可以获得显著的改进。因此，通过实施例，可以在后涡轮机壳体33的外部护罩33b与喷嘴23之间的界面处，或者实际上在进气管道21与风扇壳体31之间的界面处安装类似的结构，提及只有这两个实施例。

在任何情况下，本发明中描述的实施方式都是以非限制性说明的方式给出的，并且根据本发明内容，本领域技术人员可以容易地修改这些实施方式或设想剩余的在本发明范围内的其他实施方式。

此外，这些实施方式的各种特征可以单独使用，或者它们可以彼此组合。当它们组合时，可以如上所述或差异地组合特征，本发明不限于本发明中描述的特定组合。特别地，除非相反指定，否则参考任何实施方式描述的特性可以以类似的方式应用于某个其它实施方式。