CN101180213A - 航空器发动机组件 - Google Patents

Abstract

航空器发动机组件(1)包括涡轮喷气发动机(2)、挂架(4)以及多个发动机连接件，特征在于，多个发动机连接件包括第一前发动机连接件(6a)和第二前发动机连接件(6b)，该第一和第二前发动机连接件固定于涡轮喷气发动机风机壳体和相对涡轮喷气发动机纵向轴线(5)和其竖直方向(Z)限定的平面(P)对称，并且第一和第二前发动机连接件每个设计为吸收沿涡轮喷气发动机纵向方向(X)和沿其竖直方向上施加的作用力，特征还在于，多个连接件还包括设计为吸收沿竖直方向施加的作用力的后发动机连接件(9)。

Description

航空器发动机组件

技术领域

本发明主要涉及航空器发动机组件，类型为包括涡轮喷气发动机、挂架、以及插在该挂架和该涡轮喷气发动机之间的多个发动机连接件。

背景技术

众所周知，发动机组件的挂架用于构成涡轮喷气式发动机与配备该组件的航空器的机翼之间的连接界面。该挂架能将由相关联的发动机所产生的作用力传递到该航空器的结构，并且还可以使燃油、电气、液压和空气在发动机与航空器之间通过。

为了确保作用力的传输，挂架(

)包括例如“箱梁”类型的刚性结构，即，通过借助于横向翼肋相互连接的翼梁和侧面壁板组装而构成的刚性结构。

装配***插在发动机和挂架刚性结构之间，该***通常包括多个发动机连接件、一般分为与发动机风机壳体或发动机中央壳体相连接的前连接件和后连接件。

再者，装配***还包括吸收由发动机产生的推力的装置。在现有技术中，该装置是诸如两个侧部连杆形式的，一方面，与发动机风机壳体的后部相连接，另一方面，与安装于挂架刚性结构上的连接件(诸如后连接件)相连接。

值得注意的是，精确的说，挂架与***在该挂架和航空器机翼之间的第二装配***相关联，该第二***通常包括两个或三个连接件。

最后，该挂架配备有二级结构，用于确保***隔离并固定在适当位置中同时支撑流线型外壳(carenage aérodynamique)。

就该领域的技术人员所知，尽管存在推力的吸收装置，由发动机产生的这些推力通常还引起发动机或多或少的纵向弯曲度，须知，该弯曲度会导致在航空器横向方向上施加的力矩。

当突然产生该纵向弯曲度时，尤其是在航空器飞行过程中，从而会导致压缩机和涡轮机的旋转叶片与发动机中央壳体之间产生高摩擦。

再者，在当前的涡轮喷气发动机上，值得注意的是，上述纵向弯曲度的现象，以及所导致的旋转叶片的摩擦现象受到了广泛的重视，对于越来越重要的旁通比的研究使得设计者不可避免地相对于涡轮喷气发动机芯(英语《core》)的直径提高风机的直径。

产生摩擦的主要结果在于发动机过早的磨损并自然对发动机寿命长短及其性能有害。

另一种情况下，预设适用的功能间隙以便实现几乎不产生任何由纵向弯曲度引起的接触，发动机效率因而大幅度地减低。

另一方面，根据观察，例如在竖直或水平方向上有突然的强风之后，会发生其它的发动机弯曲现象，容易引起在压缩机和涡轮机的旋转叶片与发动机中央壳体之间的摩擦。

发明内容

因此本发明目的是提供一种至少部分地克服上述与现有技术中实施例相关的缺陷的航空器组件，并提供具有至少一个这样的组件的航空器。

为此，本发明的目的是提供一种航空器发动机组件，该组件包括涡轮喷气发动机、挂架以及多个***挂架和涡轮喷气发动机之间的发动机连接件。根据本发明，多个发动机连接件包括第一前发动机连接件和第二前发动机连接件，该第一和第二前发动机连接件固定于发动机风机壳体且相对涡轮喷气发动机纵向轴线和其竖直方向限定的平面对称，并且每个设计为吸收沿涡轮喷气发动机纵向方向和沿其竖直方向上施加的作用力。再者，该多个连接件(6a，6b，8，9)还包括设计为吸收沿涡轮喷气发动机竖直方向施加的作用力的后发动机连接件。

因此，将第一和第二前发动机连接件预设在风机壳体上提供了使其相互远离的可能性。该大间隔的优点是能在设计上大量简化这些后发动机连接件，原因在于，与这些连接件需要吸收的沿给出的轴线施加的力矩相关的作用力自然地相对于在现有技术中传统方式中遇到的作用力有所减弱，在现有技术中，位于中央壳体上的发动机连接件也不能相互远离。

另外，这两个前连接件以及挂架能有利地位于涡轮喷气发动机加热部分的一定距离处，意味着在这些元件上可能有的热效果显著减小。

另一方面，首先，该设置不再需要侧部连杆类型的推力吸收装置，由涡轮喷气发动机产生的作用力的总吸收主要在风机壳体上进行，并借助于第一和第二前发动机连接件，因为在挂架和中央壳体或喷气壳体之间的唯一联系是由后发动机连接件构成的，该后发动机连接件的主要作用是限制涡轮喷气发动机的后部部分的竖直振动。

因此，该发动机连接件的特殊设置引起在中央壳体处的弯曲度的大量的减小，该弯曲度是由于涡轮喷气发动机产生的推力，或由于在航空器飞行的不同阶段中容易遇到的阵风。

最后，以上所述的弯曲度的减小引起压缩机的和涡轮机的旋转叶片和发动机的中央壳体之间的摩擦的大幅度减小，并因此在很大程度上限制了该叶片的磨损带来的效率的损耗。

优选地，后发动机连接件设计为仅仅吸收沿涡轮喷气发动机竖直方向施加的作用力，并且多个发动机连接件另外包括固定于风机壳体的第三前发动机连接件，上述由涡轮喷气发动机的纵向轴线和其竖直方向限定的平面穿过该第三前发动机连接件，该第三前发动机连接件设计为仅仅吸收在涡轮喷气发动机横向方向施加的作用力。

因此，唯一没有安装在发动机风机壳体上的发动机连接件是后发动机连接件，被设计为仅仅吸收沿涡轮喷气发动机竖直方向上施加的作用力。这意味着，若该后发动机连接件实际上位于二级流量的环形管道内，受到限制的吸收竖直作用力的功能结果就产生相对小的阻碍，使得该后连接件仅仅引起微小的二级流量干扰。因此，这样就能在发动机的整体性能上得到很大改进。

再者，在只吸收竖直作用力的后连接件是唯一位于二级流量环形管道的发动机连接件的设置下，可考虑第一、第二和第三前发动机连接件固定于风机壳体环形周边部分，这样使这些发动机连接件可以占有使发动机连接件有利地相互非常远离的位置。

优选地，由涡轮喷气发动机纵向轴线和其横向方向限定的平面穿过该第一和第二前发动机连接件。因此，作用力的吸收在涡轮发动机的轴线处进行，涡轮发动机的纵向弯曲度有利地大幅度减少。

最后，值得注意的是，一种替换方式在于考虑多个连接件不包括上述的第三个前连接件，但是，后发动机连接件设计为也能吸收沿涡轮喷气发动机横向方向施加的作用力，其目的总是为了获得多个发动机连接件，该发动机连接件形成静定装配***的并且没有吸收推力的侧部连杆吸收类型的装置。

本发明的目的也是提供一种包括至少一种诸如上述的发动机组件的航空器。

本发明的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，并不构成对本发明的限制。

附图说明

此说明参照以下附图，其中；

图1示出了根据本发明第一个优选实施例的航空器发动机组件的侧视图；

图2示出了图1示出的组件的涡轮喷气发动机的透视示意图，为了使发动机连接件显示更清楚而将该挂架撤掉了；

图3示出了与图2示出的类似的视图，组件呈现于本发明的第二优选实施例；以及

图4示出了图1示出的组件的挂架的透视图。

具体实施方式

参照图1，可见根据本发明第一种优选实施例的航空器发动机组件1，该组件1用于固定在航空器机翼(没有示出)之下。

整体上，发动机组件1包括涡轮喷气发动机2，挂架4，以及多个用于确保将涡轮喷气发动机2固定在挂架4下部的发动机连接件6a、6b、8、9(连接件6b在图1上被连接件6a挡住)。值得注意的是，组件1被机舱(没有示出)包围，并且挂架4包括能确保该组件1悬挂在航空器机翼下的另一系列连接件(没有示出)。

在所有接下来的阐述中，根据惯例，与涡轮喷气发动机2的纵向轴线5的平行方向称作X，相对于同一涡轮喷气发动机2的横向定向方向称作Y，以及竖直方向或高度方向称作Z，该三个方向相互正交。

另一方面，应认为术语“前”和“后”是相对涡轮喷气发动机2所施加推力而发生的航空器前进方向而言，该方向由箭头7示意性示出。

如图1所示，可见仅仅示出了挂架4的刚性结构10。在该挂架4没有示出的其它构成元件，诸如确保***隔离和固定在适当位置中同时支撑流线型外壳的二级结构，这些元件是与现有技术中的元件相同的或者相似的传统元件，并且被本领域技术人员所知。因此，不对这些元件进行任何详细描述。

另一方面，涡轮喷气发动机2的前部设置有较大体积的风机壳体12，该壳体限定环形风机管道14，并且涡轮喷气发动机2在接近后部处包括较小体积的中央壳体16，该中央壳体将涡轮喷气发动机机芯封闭在内。最后，中央壳体16沿向后方向通过喷气壳体(exhaust case)17延长，该喷气壳体17的体积大于壳体16。显然，这些壳体12，16和17彼此连接在一起。由如上所述得出结论，在此优选地，涡轮喷气发动机具有较高的旁通比(bypass ratio，又称涵道比)。

如图1所示，本发明的其中一种特殊性存在于，第一前发动机连接件6a以及第二前发动机连接件6b相对于由轴线5和方向Z限定的平面P对称，其两个都用于固定在风机壳体12上。

由于，参照图2所示，可见示意示出的第一连接件6a和第二连接件6b设置为相对该平面P对称，并且两个都优选设置于风机壳体12的周边环形部分上，更精确的说是在该同一部分的后部上。

因此可以知道第一和第二前发动机连接件6a、6b在周边环形部分上是完全相对的，该周边环形部分具有风机壳体12的圆柱外表面18，以便纵向轴线5和方向Y限定的第二平面P’穿过每个连接件6a，6b。

如图2中的箭头示意示出，第一前连接件6a和第二前连接件6b每个都被设计为能吸收涡轮喷气发动机2沿方向X和方向Z上但不是沿方向Y上产生的作用力。

通过这种方式，两个相互距离很远的连接件6a、6b共同确保吸收沿方向X上施加的力矩以及沿Z方向施加的力矩。

还是参照图2，可见第三个前发动机连接件8被示意示出并固定于风机壳体12的周边环形部分上，同样优选地在该部分的后部上。

连接件6a、6b、8通过发动机结构部件这个媒介(没有示出)固定于风机壳体12的周边环形部分上，这些结构部件优选有效地设置于周边环形部分的后部。但是，也有可能遇到某些发动机，其结构部件更位于接近周边环形部分的前部，意味着连接件6a、6b、8更固定于接近发动机的前部，总是固定于风机壳体12的周边环形部分上。

第三连接件8位于在风机壳体12最高部分上，因而在周边环形部分的最高部分上，因此虚拟地被所上述的第一平面P穿过。另外，平面YZ(没有示出)优选地穿过三个连接件6a、6b和8。

如图2的箭头示意地示出，第三发动机连接件8被设计为仅仅能吸收涡轮喷气发动机2沿方向Y而不沿方向X和Z产生的作用力。

还是参照图2，可见示意示出的后发动机连接件9固定于刚性结构10(在该图中未示出)和喷气壳体17之间，并优选在具有最大直径的壳体17部分处。值得注意的是，精确地说，第一平面P优选地虚拟穿过该后连接件9。

如图2的箭头所示，后发动机连接件9被设计为仅仅能吸收涡轮喷气发动机2沿方向Z而不沿方向X和Y产生的作用力。

通过这种方式，该连接件9因此与两个前连接件6a和6b共同确保吸收沿方向Y的力矩。

自然地，该后连接件9的放置可以有所不同，即，可以在涡轮发动机2的中央壳体16上，优选在其后部，或者还可在中央壳体16和喷气壳体17之间的连接处20处。

在所有这些情况下，该后连接件9因此位于具有高旁通比的涡轮喷气发动机的二级流量的环形管道(没有示出)内。但是，其功能限制于对竖直作用力的吸收，这意味着其体积相对较小，使得由该后连接件9引起的二级流量干扰仅仅很微小。因此，这样能获得在涡轮喷气发动机的整体性能上的重要改进。

值得注意的是，若发动机连接件6a、6b、8和9在图1和图2中被示意地示出了，需要理解的是，这些连接件可根据该领域的技术人员所知的所有形状得到实现，诸如与吊耳(manille)和支架(ferrure)的组件相关的形状。

如上所述，与上述设置相关的主要优点之一在于，在风机壳体12上的前发动机连接件6a、6b和8的具***置使得在航空器飞行的不同情况下的中央壳体16的弯曲度大幅度的减少，并因此使得与中央壳体16相对(contre)的压缩机和涡轮的叶片摩擦引起磨损大幅度减少。此外，另一个优点在于在发动机制造过程中能减工作间隙并因此能够获得更好的效率。

参照图4，可见挂架的一种实施例，其中只示出了该刚性结构10。

首先，值得注意的是，该刚性结构10被设计为相对于上述的第一平面P对称。

该刚性结构10包括纵向中央箱梁22(也称为抗扭箱梁)，该中央箱梁从结构10的一端向另一端在与同一方向几乎平行的方向X上延伸。值得注意的是，该箱梁22可由两个侧部翼梁(没有标号)的组件形成，该侧部翼梁沿平行的平面XZ内的X方向延伸，并且该侧部翼梁通过横向翼肋(没有标号)相互连接，该横向翼肋的定向是与平面YZ平行的。

首先，该箱梁22的前部末端处，刚性机构10支撑从箱梁22沿方向Y凸出的两个侧部箱梁24a，24b。

两个侧部箱梁24a、24b分别支撑两个前发动机连接件6a、6b并且每个优选地具有下表面26a、26b，这些下表面共同限定在圆形截面基本上是圆柱形的虚拟面的部分(没有显示)以及与中央箱梁22以及涡轮喷气发动机的纵向轴线5相平行的纵向轴线34。从另一方面讲，该两个下表面26a和26b在其全部长度上每个具有位于该虚拟面32周围并与其接触的合适的曲率。因此，通常，两个侧部箱梁24a、24b一起形成圆形截面上基本是圆柱形的外罩/护圈的部分，并有可以位于涡轮喷气发动机2的中央壳体16的周围或者远距离处。当然，该设置有利于二级气流穿过组件1流出。

此外，值得注意的是，前发动机连接件6a与侧部箱梁24a的前闭合边框28a相连接，而前发动机连接件6b与侧部箱梁24b的前闭合边框28b相连接，如图4示意所示，图4还示出了前发动机连接件8安装于箱梁22的前闭合边框31，该边框28a、28b、31设置于同一平面YZ内。

参照图3，可见根据本发明的第二个优选实施例(挂架没有示出)的航空器发动机组件1。

该组件与在上述第一个优选实施例范围内的组件相似。因此，带有同一些数字标号的元件与相同的或相似的元件相符合。

该第二个优选实施例示出的主要不同在于除去第三前发动机连接件，并预设后发动机连接件9不仅仅只确保吸收沿方向Z施加的力矩，也吸收沿方向Y施加的力矩。

因此，该第二个优选实施例(全部如同第一个优选实施例)产生一种替换方式，该替代方式能获得形成静态确定的装配***的多个发动机连接件。

当然，本领域技术人员可对上述的航空器发动机组件1进行各种的修改，上述的航空器发动机组件1仅仅是示例性的而非限制性的。在这方面可明显注意到，若发动机组件1的设置适用于将其悬挂在航空器机翼之下，该发动机组件1还可设计为不同的构造，使其能安装在该同一机翼之上，甚至在航空器机身后部。

Claims (10)

1.用于航空器的发动机组件(1)，包括涡轮喷气发动机(2)、挂架(4)以及插在所述挂架(4)和所述涡轮喷气发动机(2)之间的多个发动机连接件(6a，6b，8，9)，特征在于，所述多个发动机连接件(6a，6b，8，9)包括第一前发动机连接件(6a)和第二前发动机连接件(6b)，所述第一和第二前发动机连接件固定于涡轮喷气发动机风机壳体(12)上，且相对所述涡轮喷气发动机(2)纵向轴线(5)和其竖直方向(Z)限定的平面对称，并且所述第一和第二前发动机连接件(6a，6b)每个都设计为吸收沿所述涡轮喷气发动机(2)纵向方向(X)和沿其竖直方向(Z)上施加的作用力，特征还在于，所述多个连接件(6a，6b，8，9)还包括设计为吸收沿所述涡轮喷气发动机(2)的竖直方向(Z)施加的作用力的后发动机连接件(9)。

2.根据权利要求1所述的用于航空器的组件(1)，其特征在于，所述后发动机连接件(9)设计为仅仅吸收沿所述涡轮喷气发动机(2)的竖直方向(Z)施加的作用力，特征还在于，所述多个发动机连接件(6a，6b，8，9)还包括固定于所述风机壳体(12)的第三前发动机连接件(8)，上述由所述涡轮喷气发动机(2)的所述纵向轴线(5)和其竖直方向(Z)限定的所述平面穿过所述第三前发动机连接件，所述第三前发动机连接件(9)设计为仅仅吸收沿所述涡轮喷气发动机(2)横向方向(Y)施加的作用力。

3.根据权利要求2所述的用于航空器的组件(1)，其特征在于，所述第一、第二和第三前发动机连接件(6a，6b，8)固定于所述风机壳体(12)环形周边部分(18)。

4.根据前述权利要求中任一项所述的用于航空器的组件(1)，其特征在于，由所述涡轮喷气发动机(2)的所述纵向轴线(5)和其横向方向(Y)限定的平面穿过所述第一和第二前发动机连接件(6a，6b)。

5.根据前述权利要求1所述的用于航空器的组件(1)，其特征在于，所述后发动机连接件(9)设计为也能吸收沿所述涡轮喷气发动机(2)的横向方向(Y)施加的作用力，

6.根据前述权利要求中任一项所述的航空器组件(1)，其特征在于，所述后发动机连接件(9)固定于所述涡轮喷气发动机(2)的中央壳体(16)上。

7.根据权利要求1到5任一项所述的用于航空器的组件(1)，其特征在于，所述后发动机连接件(9)固定于所述涡轮喷气发动机(2)的喷气壳体(17)上。

8.根据权利要求1到5任一项所述的用于航空器的组件(1)，其特征在于，所述后发动机连接件(9)固定于所述涡轮喷气发动机(2)的中央壳体(16)和所述涡轮喷气发动机的喷气壳体(17)之间的连接处(20)。

9.根据前述权利要求中任一项所述的用于航空器的组件(1)，其特征在于，所述多个发动机连接件(6a，6b，8，9)形成静态确定的装配***。

10.航空器，其特征在于，包括至少一个根据前述权利要求中任一项所述的发动机组件(1)。

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