用于飞行器涡轮机的包括每个叶片的空气动力学部穿过的叶片保持结构的推进器的制造方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及飞行器涡轮机推进器领域。更具体地，本发明涉及对推进器的叶片发生断裂的风险一一还称为发动机转子非包容故障(UERF)风险一一的管控。
[0002]本发明适用于所有类型的飞行器，商用飞行器和军用飞行器，包括诸如例如涡轮螺旋桨发动机之类的推进器涡轮机的飞行器，或者包括称为“开式转子”涡轮机、具有两个反向旋转的推进器的涡轮机的飞行器。
【背景技术】
[0003]根据现有技术已知推进器的叶片的俯仰度可变的这种推进器涡轮机类型。这种推进器给常规的涡轮螺旋桨发动机以及还有涡轮机配有称为“开式转子”涡轮机的两个反向旋转的推进器。例如根据文献W020100116080已知涡轮机推进器。
[0004]为了满足具体标准，飞行器必须提供推进器的叶片断裂的风险的解决方案。在工作时，这种叶片断裂实际上会产生可能对相邻的涡轮机造成损害和/或对飞行器机身一一例如在由机身限定的增压舱室的位置处一一造成损害的碎片。为了防止对机身造成损害，特别地在机身限定诸如乘客舱之类的增压舱室的情况下，机身可以配有防碎片的罩，该罩在机身的位于与推进器一致的部位的大的角状部段上延伸(extend over)。然而，这种罩在质量和成本方面有不利之处。
[0005]在配有附接至机身的后部的涡轮机的飞行器的特定情况下的替代性方案在于:使涡轮机向后移使得涡轮机的推进器不再定位成与增压舱室一致，而是位于限定该增压舱室的密封的隔板之后。然而，这种解决方案会强行增长飞行器的尾锥，并因此还会导致在质量和成本方面有不利之处。
[0006]因此，需要对UERF的风险的管控来对推进器涡轮机的设计方案进行优化。
【发明内容】
[0007]为了至少部分地满足这种需求，本发明首先在于一种用于涡轮机的推进器，该推进器意于以绕推进器旋转轴线旋转的方式被驱动，并且该推进器包括俯仰度可变的叶片，每个叶片包括根部和空气动力学部。
[0008]根据本发明，该推进器还包括用于在叶片断裂的情况下径向地保持叶片的结构，所述保持结构围绕推进器旋转轴线延伸，并且该推进器的每个叶片的空气动力学部穿过所述保持结构，并且每个空气动力学部配有抵接装置，该抵接装置意于在致使空气动力学部中在所述抵接装置径向内侧中有断裂处的叶片断裂的情况下被保持结构径向地保持。
[0009]本发明值得注意的是，通过巧妙地将叶片保持结构整合到推进器中，使得能够减少质量并且能够节省成本。实际上，如果在抵接装置径向内侧发生断裂，则叶片碎片被专门的结构径向地保持。在另一方面，如果在抵接装置径向外侧发生断裂，则叶片碎片然后变短，并且因此叶片碎片的动能相对于UERF风险来说相对不太严重。在所有情况下，将罩整合到机身中以与推进器一致不是必须的，或者在推进器涡轮机附接在飞行器的尾锥这个位置处的情况下，不必要地延长飞行器的尾锥不是必须的。此外，由于本发明所特有的结构而实现的对任何这种碎片的径向保持，消除了叶片碎片对相邻的涡轮机造成损害的风险。
[0010]优选地，本发明单独地或以组合的方式具有以下可选特征中的至少一个可选特征。
[0011]每个叶片的空气动力学部配有圆形形状的连接板，该连接板的轴线与叶片的俯仰轴线一致，所述保持结构包括多个容纳孔口，每个容纳孔口以可旋转的方式容纳推进器的叶片中的一个叶片的连接板。
[0012]所述连接板呈圆盘形式。然而，在不脱离本发明的范围的情况下，可以设想其它的圆形形式，比如截头圆锥形形状。
[0013]优选地，所述保持结构为围绕推进器旋转轴线连续延伸的结构，S卩，以没有间断的闭合的方式，并且这种保持结构例如制成为呈彼此固定的多个部件的形式。
[0014]所述保持结构呈大致环形形状，优选地，所述保持结构的轴向半剖面具有空气动力学轮廓形状。
[0015]所述抵接装置面向保持结构的径向内表面布置。
[0016]本发明还在于一种飞行器部分，该飞行器部分包括限定增压舱室一一优选地限定乘客舱一一的机身、以及通过附接挂架被附接至机身的至少一个涡轮机，所述涡轮机包括至少一个如上所述的推进器，所述至少一个推进器布置在穿过所述增压舱室的假想的横向平面中。
[0017]优选地，所述涡轮机包括两个反向旋转的推进器，每个推进器布置在穿过所述增压舱室的假想的横向平面中。
[0018]优选地，所述涡轮机通过位于密封的隔板之前或之后的附接挂架而被附接至限定飞行器的乘客舱室的机身的后部部分。
[0019]优选地，所述涡轮机包括对每个推进器进行驱动的气体发生器，穿过机身的位于所述增压舱室之后的部分的至少一个假想的横向平面穿过所述气体发生器。
[0020]最后，本发明在于一种飞行器，该飞行器包括这样的部分。
[0021]在以下非限制性的详细的描述中，本发明的其它优点和特征将变得明显。
【附图说明】
[0022]通过阅读本发明的非限制性实施方式的以下详细的描述和查看附图，将更好地理解本发明，其中，在附图中:
[0023]-图1示出了根据本发明的优选实施方式的包括后部部分的飞行器的俯视图；
[0024]-图1a是沿着图1中的线A-A截取的截面图；
[0025]-图1b是根据替代性实施方式的与图1a的视图相似的视图；
[0026]-图2示出了配至在前述图中示出的后部部分的涡轮机推进器的正视图；
[0027]-图3示出了根据本发明的第一优选实施方式的在前一图中示出的推进器的轴向半剖视图；
[0028]-图4示出了前一图的部件的俯视图；
[0029]-图5示出了在叶片断裂后的与图3的视图相似的视图；
[0030]-图6是轴向半剖视图，其示出了配有推进器的叶片保持结构的详细实施方式；
[0031]-图7是按照放大比例绘制的与图3的视图相似的视图；
[0032]-图8是按照放大比例绘制的与图7的视图相似的视图，其中，推进器是根据本发明的第二优选实施方式的；
[0033]-图9以放大的比例示出了前一图中的部件的局部视图，其中，处于诸如在叶片断裂之后进行占据的构型；
[0034]-图10示出了与图1的视图相似的视图，其中，推进器涡轮机不同地布置在飞行器的机身上；以及
[0035]-图1Oa是沿着图10中的线A-A截取的截面图。
【具体实施方式】
[0036]参照图1和图la，示出了根据本发明的商业飞行器I的后部部分la。
[0037]通常，后部部分Ia包括机身4、竖向尾翼6(也称为“竖向稳定器”)以及两个水平的水平尾翼7。后部部分Ia还包括密封的隔板14，用于在飞行器的纵向方向上分隔出增压舱室16，从而由非增压的后部舱室17来形成乘客舱。在这方面，应当指出的是，在描述中，术语“前部”和“后部”应当根据飞行器由于涡轮机施加的推力而造成的向前的运动的方向3来理解。显然，两个舱室16、17由机身4所限定。
[0038]后部部分Ia还配有两个推进器涡轮机10，这两个推进器涡轮机10通过常规的附接挂架13被侧向地附接至机身4。
[0039]这两个涡轮机10中的每个涡轮机包括一对呈涡轮机形式的反向旋转的推进器(称为“开式转子”涡轮机)。然而，如下文中变得清楚的，本文中，推进器的特别的特征在于:每个推进器包括径向叶片保持结构，该径向叶片保持结构形成罩，推进器的叶片穿过该罩。在工作时，该罩与推进器的其余部分一起绕推进器旋转轴线18旋转。
[0040]在涡轮机10布置在机身4的后部部分的这种构型中，两个反向旋转的推进器20中的每个推进器位于穿过增压舱室17和机身的位于密封的隔板14之前的部分4a的假想的横向平面Pl中。与每个涡轮机10相关联的两个推进器平面Pl因此横向地布置，一个位于另一个之后，同时保持在密封的隔板14之前。这不会产生与UERF风险有关的任何问题，因为如下文中将要描述的叶片保持结构会阻止叶片碎片朝向机身并且朝向另一涡轮机10射出。显然，这使得能够缩短非增压舱室17，由于机身上以及平面Pl附近不需要保护罩，因此有助于显著地减小质量。
[0041]此外，应当指出的是，每个涡轮机10设计成呈所谓的“牵引器”构型，这种构型的涡轮机的特别的特征在于:所述一对反向旋转的推进器位于在涡轮机的对所述一对推进器进行驱动的气体发生器22之前。对于气体发生器22本身而言，气体发生器22总体上位于密封的隔板14之后，因为有穿过机身的位于密封的隔板14之后的部分4b的至少一个假想的横向平面A-A。机身的位于密封的隔板14之后的这个部分4b通常称为飞行器的尾锥。
[0042]在图1a构型中，布置在机身4的各相对侧上的涡轮机10通过侧向地组装至该机身的挂架13被连接至该机身。连接这两个挂架13的梁15穿过非增压舱室17。在图1b中示出的另一构型中，两个涡轮机10通过不再穿过舱室17并且组装至机身的上部的连接梁15而被安装在该机身4b的顶部处。此外，在该构型中，能够由一个并且是同一结构来提供梁15和两个挂架13，优选地，该结构是直的。
[0043]现在参照图2至图4，示出了根据本发明的第一优选实施方式的推进器20中的一个推进器。前述涡轮机中的另外的推进器具有相同或相似的设计。