CN107380460A - 用于飞行器的发动机组件和飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明提供了用于飞行器的发动机组件(5)以及飞行器，该发动机组件包括：用于将发动机附接到飞行器的结构件上的装置，该附接装置包括主结构件(8)；用于将发动机附接到附接挂架的主结构件(8)上的器件；以及发动机舱，该发动机舱包括反推力装置罩(20)，每个反推力装置罩均配备有围绕发动机的壳体部(40a)设置的内结构件(26)。根据本发明，该组件包括设置在壳体部(40a)与罩的内结构件(26)之间的用于传递力的挠性装置(50)，每个装置(50)均包括可弹性变形器件(52)，该可弹性变形器件构造成使得：在罩的关闭位置，在发动机处于停止状态的情况下，该器件(52)采取允许装置(50)在壳体部(40a)上施加预应力的部分弹性变形状态。

Description

用于飞行器的发动机组件和飞行器

技术领域

本发明涉及飞行器发动机组件领域，其中，飞行器发动机组件包 括发动机舱、发动机以及用于将发动机附接至飞行器的结构、优选地 附接在该飞行器的机翼下方的装置。

本发明优选地应用于商用飞机。

背景技术

在现有飞行器中，诸如内外涵涡轮喷气发动机和双转子涡轮喷 气发动机之类的发动机通过也被称为EMS(EMS表示“发动机安 装结构”)的复杂的附接装置或通过附接挂架而悬挂在机翼结构下方 或者附接至机身。通常所采用的附接挂架具有也被称为刚性结构件 的主结构件。该主结构件通常形成盒部段，也就是说，该主结构件 是通过将上纵向构件和下纵向构件组装而形成的，上纵向构件和下 纵向构件通过位于盒部段内的多个横向加强肋而连结在一起。纵向 构件设置在上部面和下部面上，而侧向面板在侧向面上将盒部段封 闭。

以已知的方式，这些附接装置的主结构件设计成允许由发动机 产生的静态载荷和动态载荷，比如重量、推力或各种动态载荷，被 传递至机翼结构。

在现有技术已知的解决方案中，发动机与主结构件之间的力传 递是通过由前发动机安装件、后发动机安装件和推力反作用装置组 成的附接器件来以常规的方式执行的。这些元件一起形成静定附接 ***。

通常，前发动机安装件固定至中间壳体的外圈部段或者固定至 风扇壳体，如在文献FR 3 014 841中所公开的。替代性地，该前发 动机安装件可以附接至中间壳体的毂部，该毂部通过径向臂连接至 前述的外圈部段。后发动机安装件自身将主结构件连接至发动机的 排气壳体，该排气壳***于该发动机后端部处。

因此，附接器件在限制发动机的内部变形的同时确保力被传递 至挂架。然而，超高涵道比发动机具有直径渐增的风扇，以改善发 动机在燃料消耗方面的性能。然而，该尺寸通常导致发动机的挠性 增大，使得与涡轮机叶尖间隙相关联的性能下降。具体地，发动机 的挠曲变形导致高压涡轮机的叶片、低压涡轮机的叶片和压缩机的 叶片的磨损，这种磨损在叶尖处形成大的间隙并且降低了发动机的 性能/效率(或者增大了发动机的燃料消耗)。

因此，仍需要限制发动机的变形。

发明内容

为了至少部分地解决该需求，本发明的一个主题是一种用于飞 行器的发动机组件，该发动机组件包括：

-内外涵发动机；

-用于将发动机附接至飞行器的结构件的装置，所述附接装置 包括主结构件；

-用于将发动机附接至附接挂架的主结构件的附接器件，以及

-发动机舱，该发动机舱包括反推力装置罩，每个反推力装置 罩均配备有内结构件和外结构件，内结构件与外结构件之间界定有 用于发动机的涵道流的循环的管道，所述内结构件绕所述发动机的 壳体部设置。

根据本发明，该发动机组件包括用于传递力的多个挠性装置， 所述多个挠性装置优选地径向地设置在所述壳体部与反推力装置罩 的内结构件之间，每个挠性力传递装置均包括可弹性变形器件，该 可弹性变形器件构造成使得：在反推力装置罩的关闭位置中，在发 动机处于停止状态的情况下，该器件采取允许所述力传递装置向所 述壳体部施加预应力的部分弹性变形状态。

因此，本发明提出了在反推力装置罩与壳体部之间的置入反推 力装置罩和壳体部所包围的弹性装置，以减小发动机的挠曲变形。 换句话说，针对本发明的这些装置使得可以通过抵靠反推力装置罩 搁置来减小发动机壳体的运动，因此，与在现有技术的构型中相比， 反推力装置罩吸收更多的力。因此，涡轮机叶尖磨损降低，从而使 得可以提高发动机的总效率。

此外，当反推力装置罩处于关闭位置中时，可变形器件的部分 弹性变形的状态意味着：可以使力传递装置永久地工作以用于更大 程度地限制发动机变形。由于弹性变形的状态在发动机处于停止状 态时(在罩被关闭时所施加的第一预应力水平)仅是部分的，因此 可变形器件可以在发动机处于操作中时继续弹性地变形。具体地， 当推进组件发热时，发动机壳体的膨胀和子结构的膨胀使得可能会 增大预加载应力，以达到额定水平。达到额定水平的结果是具有更 大强度的反作用力被施加至有关的壳体部，从而允许甚至更好受控 的挠曲变形。此外，当反推力装置罩关闭时，操作者容易对可变形 器件进行加载以实现所需的部分弹性变形。

就这点而言，可以指出的是，挠性***的预载荷的额定状态通 过与罩的关闭相关的机械预载荷以及由推进组件发热(发动机壳体 的直径增大)产生的热机械预载荷来实现。以这种方式，***具有 使罩的关闭更容易的低刚度，并且该刚度在热机械效果下增大以更 好地抑制发动机并限制发动机的运动。

本发明还可以具有以下额外特征中的至少一个特征，所述至少 一个特征被以孤立的方式或以组合的方式进行考虑。

所述壳体部对应于以下各部分中的任一个部分：

-发动机的中央壳体的封围燃烧室的部分；

-发动机的中央壳体的封围涡轮机的部分；或者

-发动机的排气壳体的一部分。

替代性地，所述任一个部分可以是发动机的中央壳体的封围压 缩机的部分。

所述可弹性变形器件紧固至所述壳体部，或者所述可弹性变形 器件紧固至反推力装置罩的内结构件。所述可弹性变形器件还可以 通过被制造为彼此配合的两个不同的部分而紧固至壳体部并且紧固 至罩的内结构件。

该发动机组件还包括多个刚性力传递装置，所述多个刚性力传 递装置设置在所述壳体部与反推力装置罩的内结构件之间，每个刚 性力传递装置均布置成使得：在反推力装置罩的关闭位置中，在发 动机处于停止状态的情况下，在该刚性装置与所述壳体部之间或者 在该刚性装置与反推力装置罩的内结构件之间保持有径向间隙，使 得刚性力传递装置处于非工作状态。因此，只有发动机变形高于一 定水平，即，一旦径向间隙已经被吸收，刚性装置才变为工作的。

挠性力传递装置绕发动机的纵向轴线在发动机的周向方向上的 分布是不规则的。替代性地，在不脱离本发明的范围的情况下，该 分布可以是规则的。

在分布不规则的优选情况下，该分布使得布置在发动机的与附 接装置相对的半部段中的挠性力传递装置的密度大于布置在发动机 的定位成面向附接装置的另一半部段中的力传递装置的密度。这使 得可以从发动机的与附接装置相对的半部段中的、即在发动机变形 最大的点处的较大刚度中获益。该特定特征还可以通过区分可弹性 变形器件的刚度来得到。

可弹性变形器件采用以下元件中的一种元件的形式或者采用以 下元件的组合的形式：

-螺旋弹簧，该螺旋弹簧优选地在压缩时操作；

-板簧，该板簧具有一个或更多个簧片；

-圆形线簧；

-弹性体块；

-金属垫。

每个挠性力传递装置均包括由第一端件和第二端件限定的力传 递界面，第一端件紧固至所述第一壳体部，第二端件紧固至反推力 装置罩的内结构件。

根据第一实施方式，第一端件和第二端件是相接触的板，从而 限定大致平坦的界面。然而，这些板上的微小曲率是可能的，使得 这些板适于壳体部的曲率或者适于反推力装置罩的内结构件的曲 率。替代性地，若干个挠性力传递装置的板可以由单个支撑弓状件替代，该单个支撑弓状件固定至所述壳体部或者固定至反推力装置 罩的内结构件。

优选地，呈板的形式的第二端件固定至所述可弹性变形器件的 一个端部，以及/或者呈板的形式的第一端件固定至所述壳体部。第 一端件至所述壳体部的固定可以是直接的，或者第一端件至所述壳 体部的固定可以通过在第一端件与所述壳体部之间设置中间结构而 是间接的。

根据第二优选实施方式，第一端件和第二端件中的一者是呈指 状件的形式的阳元件，该指状件具有沿另一端件的方向缩小的截面， 该另一端件是呈插槽的形式的阴元件，该插槽接纳指状件并且具有 与该指状件的形状互补的形状。借助于该阳/阴配合，挠性装置有利 地对三个正交方向上的力起反作用。

优选地，所述第一端件紧固至中间加强件，该中间加强件固定 至所述壳体部，并且所述中间加强件设置在所述第一端件与所述壳 体部之间。

优选地，与沿周向方向直接连续的至少两个挠性装置相关联的中 间加强件连接至彼此以优选地形成一件式部件。在该一件式部件与所 述壳体部之间可以设置固定弓状件，或者替代性地，该一件式部件直 接固定至该壳体部。

替代性地，每个中间加强件均包括连杆，连杆在连杆的端部处 被铰接。优选地，这些连杆是成对的连杆，所述成对的连杆以V的 方式布置，其中，V的点朝向外部径向地定向。

本发明的另一主题是飞行器，该飞行器包括优选地固定在该飞 行器的机翼下方的至少一个该发动机组件。

本发明的其他优点和特征将通过下文的非限制性详细描述而变 得明显。

附图说明

该描述将参照附图给出，在附图中：

-图 1描绘了包括根据本发明的发动机组件的飞行器的侧视 图；

-图2描绘了前一图中示出的飞行器的发动机组件中的一个发 动机组件的立体图；

-图2a是前一图中示出的发动机组件的一部分的示意性侧视 图；

-图3是形成图2中所示的发动机组件所配备的发动机舱的一 体部分的两个反推力装置罩中的一个反推力装置罩的立体图；

-图4a和图4b是图2中所示的发动机组件的示意性正视图， 其中，反推力装置罩分别处于关闭位置和打开位置中；

-图5是图2中所示的发动机组件的一部分的沿着图2a的面 P2截取的截面的示意图，其中，发动机组件依据本发明的第一优选 实施方式；

-图5a示意性地描绘了挠性力传递装置中的根据涡轮喷气发 动机的挠曲变形的应力水平；

-图6至图7a描绘了与图5和图5a的视图类似的视图，其中， 发动机组件依据第一实施方式的替代性形式；

-图8a至图8e描绘了用于形成挠性力传递装置所配备的可弹 性变形器件的板簧的各种可能方案；

-图9和图9a描绘了采取金属垫形式的可弹性变形器件的另一 解决方案；

-图10和图10a描绘了采取圆形线簧形式的可弹性变形器件的 又一解决方案；

-图11描绘了根据本发明的第一优选实施方式的另一替代性形 式的发动机组件的一部分的正视图，其中，反推力装置罩处于打开 位置中；

-图11a是与前一图类似的视图，其中，反推力装置罩处于关 闭位置中；

-图12描绘了根据本发明的第二优选实施方式的发动机组件 的一部分的正视图，其中，反推力装置罩处于打开位置中；

-图12a是与前一图类似的视图，其中，反推力装置罩处于关 闭位置中；

-图13和图13a描绘了图12中所示的组件中所使用的挠性装 置中的一个挠性装置，其中，该挠性装置分别处于当反推力装置罩 处于打开位置中时所采取的状态以及当反推力装置罩处于关闭位置 中时所采取的状态；

-图14和图14a是与图13和图13a的视图类似的视图，其中， 挠性装置依据实施方式的替代性形式；

-图15和图15a描绘了与图12和图12a的视图类似的视图， 其中，发动机组件依据第二实施方式的替代性形式；

-图16和图16a描绘了图15中所示的组件中所使用的挠性装 置中的一个挠性装置，其中，该挠性装置分别处于当反推力装置罩 处于打开位置中时所采取的状态以及当反推力装置罩处于关闭位置 中时所采取的状态；以及

-图17和图18描绘了结合根据第一实施方式和第二实施方式 的挠性装置的发动机组件。

具体实施方式

参照图1，图1描绘了包括机身3的飞行器200，两个机翼结构 元件2(图1中仅可见一个机翼结构元件)固定至机身3，每个机翼 结构元件均支承根据本发明的发动机组件5。也被称为推进单元的 该发动机组件5包括诸如涡轮喷气发动机之类的双转子内外涵发动机10、也被称为附接挂架的用于附接发动机10的装置4以及包围 发动机的发动机舱11。以常规的方式，发动机组件5悬挂在飞行器 的机翼2下方。

贯穿以下整个说明书，通常，方向X对应于装置4的纵向方向， 装置4的纵向方向也可以当作涡轮喷气发动机10的纵向方向和发动 机组件5的纵向方向，该方向X平行于该涡轮喷气发动机10的纵 向轴线6。此外，方向Y对应于相对于装置4横向地定向的方向并 且方向Y也可以当作涡轮喷气发动机的横向方向和发动机组件5的 横向方向，并且方向Z对应于竖向方向或高度方向，这三个方向X、 Y和Z互相正交。

此外，术语“前”和“后”将与飞行器由于通过涡轮喷气发动 机10施加推力而采取的向前行进的方向相关地来考虑，该方向由箭 头7示意性地描绘。

参照图2至图4b，图2至图4b更详细地描述了发动机组件5。 发动机舱11从前向后包括进气口16、风扇罩18、反推力装置罩20 和排气***22，其中，排气***22固定至涡轮喷气发动机的后部。

反推力装置罩20的数目优选地为2，如将在下文中描述的，每 个反推力装置罩均呈在其上端部处铰接至附接挂架的主结构件8的 半壳的总体形状。

每个罩20均具有内结构件26或IFS(IFS表示内固定结构)和 外结构件28或OFS(OFS表示外固定结构)。两个结构26、28是 大致同心的并且在这两个结构26、28之间限定有流管30，涡轮喷 气发动机的涵道空气流32循环通过该流管30。该涵道空气流32与 图2a中示意性地示出的主气体流33结合。

更具体地参照该图2a，图2a描绘了意在利用附接至主结构件8 的一系列附接件(未描绘)固定在机翼下方的发动机组件5的一部 分。

图2a描绘了附接装置4的主结构件8，但未描绘附接至该主结 构件8的次结构件。这些次结构件是常规的。这些次结构件在支撑 空气动力整流元件的同时将***隔离并保持。

涡轮喷气发动机10在前部处具有尺寸较大的风扇壳体34，从而 界定出环形风扇管道36。涡轮喷气发动机10向后地包括尺寸较小 的中央壳体38，中央壳体38在中央壳体38的后端部处加宽，中央 壳体38的后端部自身紧固至排气壳体40。

反推力装置罩20均通过沿方向X间隔开的铰接件39铰接至主 结构件8。包围壳体38、40的罩20通过已知为闩锁件的常规闩锁 机构42在罩20的下端部处固定至彼此。与闩锁机构42的数目相同， 铰接件39的数目设定为例如4。

附接装置4的主结构件8采取基本上包括从后部大致沿方向X 向前延伸的中央盒结构的常规形状。中央盒部段设置有横向加强肋 (未描绘)，横向加强肋各自采用定向在平面YZ中的矩形的形式。 铰接件39固定至中央盒结构件8的侧向面板，使得铰接件39的固 定器件与横向加强肋配合。

特别地，每个反推力装置罩20均覆盖第一壳体部38a，第一壳 体部38a与中央壳体38的封围燃烧室44或封围涡轮机46的一部分 对应。该第一壳体部38a位于涡轮喷气发动机的第一横向平面P1 中，第一横向平面P1穿过铰接罩20的铰接件39中的一个铰接件、 优选地穿过自前部起的第三铰接部。每个反推力装置罩20还通过其 后端部覆盖第二壳体部40a，第二壳体部40a与排气壳体40的一部 分对应。该第二壳体部40a位于涡轮喷气发动机的第二横向平面P2 中。

仍参照图2a，发动机组件5包括将主结构件8附接至涡轮喷气 发动机10的器件。这些器件包括前发动机安装件46a，前发动机安 装件46a将盒结构件8的前端部连接至风扇壳体34。这些器件还包 括后发动机安装件46b，后发动机安装件46b将排气壳体40连接至 盒结构件8的下部部分。最后，这些器件包括用于对推力起反作用 的两个侧向连杆46c，这两个侧向连杆46c在其前端部处铰接至涡 轮喷气发动机的中央壳体38或者铰接至涡轮喷气发动机的中间壳 体。这些元件46a至46c一起形成力反作用安装件的静定***。

然而，由于风扇壳体34的直径与涡轮喷气发动机的其他壳体的 直径相比较大，因此该壳体经受与目前这代发动机有关的更大的挠 曲变形。该挠曲变形在发动机操作期间沿着发动机的轴线6发生。

除了前述附接器件46a至46c以外，本发明还试图通过在壳体 部与反推力装置罩20的内结构件26之间安装挠性力传递装置来解 决该挠曲变形的问题。更具体地，在第一横向平面P1中设置一系 列挠性装置，以及/或者在第二横向平面P2中设置一系列挠性装置。

现在参照图5，图5描绘了根据本发明的第一优选实施方式的发 动机组件5。在该第一实施方式中，挠性装置50设置在横向平面 P2中并且绕轴线6沿周向方向规则地分布。与每个罩20相关联的 挠性装置50的数目优选地包括在1与8之间。每个挠性装置50均 径向地置于反推力装置罩20中的一个反推力装置罩20的内结构件 26与排气壳体40的壳体部40a之间。

每个装置50均由于接合有可弹性变形器件52而限定为具有挠 性特性，可弹性变形器件52例如是优选地在压缩时操作的螺旋弹 簧。因此，该器件52有利地意在弹性地变形，从而在于涡轮喷气发 动机操作期间挠曲地变形的壳体部40a的作用下被加载。通过以这 种方式被加载，挠性装置50将力传递至罩20的内结构件26，因而 呈现结构性。由于这种力吸收，发动机安装件46a、46b不被加载， 并且涡轮喷气发动机的挠曲减小。因此，减小了涡轮机叶尖磨损， 从而增大了发动机的总效率。

当反推力装置罩20处于关闭位置中时，每个挠性装置50的器 件52均处于部分弹性变形的状态。因此，挠性装置50向壳体部40a 施加预加载应力，并且这允许挠性装置50有助于在涡轮喷气发动机 的所有操作阶段中限制涡轮喷气发动机的变形。

此外，预加载应力可以通过由操作者简单地关闭反推力装置罩 20并随后将反推力装置罩20闩锁在一起而容易地得到。额定预载 荷自身是通过发动机运转得到的，以施加热机械预载荷。

在该第一优选实施方式中，可弹性变形器件52紧固至罩20的 内结构件26。替代性地，可弹性变形器件52可以紧固至壳体部40a。 当可弹性变形器件52固定至内结构件26时，固定板54可以置于器 件52的外径向端部与内结构件26之间。

另外，每个挠性装置50均包括力传递界面58。该界面58由第 一端件56a和第二端件56b限定，第一端件56a直接固定至所述壳 体部40a，第二端件56b固定至器件52的内径向端部。在这种情况 下，两个端件56a、56b是表面接触的板，从而优选地限定呈大致平 坦形式的界面58。然而，这些板56a、56b可以具有微小的曲率以 依循壳体部40a的局部曲率。

替代性地，板56b可以与壳体部40a直接接触。然而，在所描 述的实施方式中，壳体部40a上的另一板56a的存在允许该板56a 构成易于更换的磨损部件。

参照图5a，图5a示意性地描绘了挠性力传递装置50中的根据 涡轮喷气发动机的挠曲变形的应力水平。在该图中，阴影的强度是 装置50中应力的水平的函数。点A对应于反推力装置罩的打开位 置，而点B对应于在涡轮喷气机处于操作情况下反推力装置罩的关闭位置。点C对应于在操作中所遇到的涡轮喷气发动机限制载荷水 平，而点D对应于极限载荷水平。

就该优选实施方式而言，可以指出的是，在点A与点B之间， 通过简单地关闭反推力装置罩20所产生的预载荷具有小的强度。在 此之后，从点B(机械和热机械预载荷)至超过点D，应力加载变 高，但仍使得器件52的变形保持在弹性域中。

图6描绘了实施方式的替代性形式，在该替代性形式中，挠性 装置50与用于在壳体部40a与罩20的内结构件26之间传递力的刚 性装置结合。每个刚性装置60均由内结构件26固定地支撑。每个 刚性装置60均设置成使得：当罩20处于关闭位置中时，在发动机 处于停止状态中的情况下，在该装置60与壳体部40a之间存在径向 间隙62。因此，装置60在涡轮喷气发动机处于停止状态时保持处 于非工作状态，从而仅挠性装置50在壳体部40a上提供预加载应力。 装置60由于装置60不意在像装置50那样弹性地变形而限定为刚性 的。更确切地说，装置60设计成当涡轮喷气发动机在处于操作中的 同时达到特定变形水平时构成用于涡轮喷气发动机的刚性支撑点。 在此，刚性装置60是从内结构件26朝向内部大致径向延伸的衬垫， 这些衬垫优选地是中空的并且具有大致矩形、正方形、梯形或某一 其他形状。

在该替代性形式中，装置50、60布置成使得装置50、60沿周 向方向交替。这种布局使得挠性装置50在周向方向上的分布保持是 均匀的或有规则的。

在实施方式的该替代性形式中，如图6a中所示，可以指出的是， 在点B与点D之间，加载在可变形器件52上的应力增大但仍处于 该器件52的弹性变形域内。在点D处，涡轮喷气发动机的变形水 平使得刚性装置60中的一个或更多个刚性装置变为工作的并且有 助于与挠性装置50组合来限制涡轮喷气发动机的变形。

图7描绘了实施方式的另一替代性形式，在该另一替代性形式 中，挠性装置50仍与刚性力传递装置60结合。然而，挠性装置50 的数目减少，并且挠性装置50的在周向方向上的分布不再是有规则 的。具体地，设置在涡轮喷气发动机的与刚性结构件8相对的半部段10a中的挠性装置50的密度大于设置在定位成面向该结构件8 的另一半部段10b中的挠性装置50的密度。在该替代性形式中，原 理是针对这样的极端情况：该极端情况假定在上半部段10b中不安 装挠性装置。因此，仅下半部段10b配备有这种挠性装置50，从而 使得下半部段10b可以在涡轮喷气发动机的变形处于操作期间的最 大程度的该点处享有较大的刚度。

在实施方式的该替代性形式中，如图7a中所示，挠性装置50 的低密度意味着刚性装置60从涡轮喷气发动机载荷的中间水平、甚 至在点C之前提早地变为工作的。

挠性器件52可以生产为各种形式，例如利用如上文描述的常规 螺旋弹簧。

然而，其他形式也是可能的，比如板簧。在图8a至图8e中已 经描绘了这种解决方案。在图8a中，提供了例如具有对称地设置的 两个簧片的双板簧64，簧片中的每个簧片均呈S的总体形状。簧片 64的自由端部直接抵靠紧固至壳体部40a的第一端件56a搁置。替 代性地，效仿图5的解决方案，簧片64的自由端部可以支承第二端 件以与第一端件56a配合。

在图8b至图8e中设想并描绘的其他实施方式也各自包括对称 地设置的两个簧片64。在图8b至图8e中，每个簧片64分别具有Z 的总体形状、横向地展开的Z的总体形状、平躺的U的总体形状以 及平躺的三角形的总体形状。然而，为了实现所需的刚度，簧片64 的形状可以尤其按照簧片的曲率、厚度、卷曲的数目等来调整。

图9描绘了可弹性变形器件52的实施方式的另一形式，在这种 情况下，可弹性变形器件52是安装在固定板54上的金属垫。金属 垫52，其示例在图9a中示出，在金属垫52的相反端部处支承第二 端件56b，第二端件56b与固定至壳体部40a的第一端件56a配合。 金属垫52基本上使得可以对压缩载荷，即，相对于涡轮喷气发动机 的轴线大致径向地定向的力，起反作用。应当指出的是，该垫可以 在不脱离本发明的范围的情况下由弹性体块来替代。

图10示出了实施方式的又一形式，在该又一形式中，器件52 是也可商购的圆形线簧。更具体地，器件52包括制成环形或圆形的 一个或更多个金属线材70，所述一个或更多个金属线材70抵靠彼 此布置成使得所述一个或更多个金属线材70的中心沿着同一直线大致对准。第二端件56b与线材70中的每个线材的径向内端部接合， 而直径上相对的另一类似部件68与这些线材70中的每个线材的径 向外端部接合。部件68固定至固定板54，而第二端件56b抵靠固 定至壳体部40a的第一端件56a平坦地搁置。圆形线簧70使得不仅 可以对径向方向上的压缩力起反作用并且还对周向方向和纵向方向 上的横向力起反作用。

现在参照图11和图11a，图11和图11a描绘了根据本发明的第 一优选实施方式的另一替代性形式的发动机组件5。该替代性形式 优选地意在安装在横向平面P1中，其中，挠性装置50绕中央壳体 38的另一壳体部38a设置。

在该替代性形式中，可弹性变形器件52采取上文所阐述的形式 中的任一形式，但在这种情况下，可弹性变形器件52附接至壳体部 38a。可弹性变形器件52借助于铰接在可弹性变形器件52的端部处 的连杆72被附接。更具体地，每个器件52关联两个连杆72，所述两个连杆72一方面铰接至壳体部38a并且另一方面铰接至用于附接 可变形器件52的本体74。连杆72会聚在本体74处，但在壳体部 38a处彼此分开。因此，连杆是成对设置的并且布置成V形，其中， V的点朝向外部径向地定向。

在此，可变形器件52支承距壳体部38a一定径向距离的第一端 件56a。该部件56a与固定至罩20的内结构件26的第二部件配合， 或者该部件56a替代性地与附接至该同一结构26的内部的弓状件 76配合。在后一种情况下，弓状件76对于与同一个罩20相关联的 所有器件52是共用的，并且弓状件76沿着结构26的内表面延伸。 在由于与由可弹性变形器件52支撑的第一端件56a摩擦所造成的磨 损的情况下，弓状件76可以被容易地更换。

图12至图13a描绘了本发明的第二优选实施方式，在第二优选 实施方式中，挠性装置50优选地意在设置在横向平面P1中。该第 二实施方式基本上在下述方面与第一实施方式形成对比：力传递界 面58不再是大致平面的。具体地，该界面58是通过第一端件56a得到的，第一端件56a是呈指状件形式的阳元件。在此，指状件56a 的截面是朝向构成阴元件的第二端件56b沿径向朝向外部的方向缩 小的截头圆锥形。因此，该第二部件56b呈插槽的形状，插槽的内 表面与指状件56a的外表面互补，使得指状件56a可以在反推力装 置罩20处于关闭位置中时容置在插槽中。指状件56a的取向和插槽 56b的取向是大致横向的，以允许指状件56a在罩20的封闭结束时 被引入到插槽56b中。因此，界面56是大致截头圆锥形的，以允许 界面58不仅沿由指状件56a的轴线限定的方向并且还沿其他两个横 向方向传递力。

指状件56a优选地生产为具有本体74的单件，本体74自身由 两个连杆72以铰接的方式支撑。在相反的端部处，这些连杆直接铰 接至如参照图11和图11a描述的壳体部，或者这些连杆甚至铰接至 关于轴线6居中且围绕该壳体部固定的带80。

插槽56b自身由可变形器件52固定地支撑，可变形器件52自 身固定至弓状件76或者替代性地直接固定至罩20的内表面26。

图14和图14a中描绘的替代性形式提供了具有不同形状的呈截 棱锥的形状的指状件56a和插槽56b。上述情况也适用于由两个互 补的接触面形成的界面58。

在该第二实施方式中，连杆72形成中间加强件，该中间加强件 径向地设置并固定在指状件56a与由带80包围的壳体部之间。在图 15至图16a中描绘的替代性形式中，与同一个罩20相关联的所有 挠性装置50的中间加强件连接至彼此以形成一件式部件85。出于 减轻重量的目的，部件85是以格子结构的方式呈中空的。部件85 以圆弧形状沿着壳体部延伸，从而可以固定至带80或者替代性地直 接固定至该相同的壳体部。

在该替代性形式中，指状件56a直接固定至一件式部件85的外 周边缘面。

最后，图17和图18示出了发动机组件5结合有根据本发明的 第一实施方式和第二实施方式中的每一者的挠性装置的实施方式。

就这点而言，可以指出的是，以上所阐述的所有实施方式和所 有替代性方案可以在不脱离本发明的范围的情况下进行组合及互 换。

Claims (15)

1.一种用于飞行器的发动机组件(5)，包括：

-内外涵发动机(10)；

-用于将所述发动机(10)附接至所述飞行器的结构件的装置(4)，所述附接装置(4)包括主结构件(8)；

-用于将所述发动机附接至附接挂架的所述主结构件(8)的附接器件(46a-46c)；以及

-发动机舱(11)，所述发动机舱(11)包括反推力装置罩(20)，每个反推力装置罩均配备有内结构件(26)和外结构件(28)，所述内结构件(26)与所述外结构件(28)之间界定有用于所述发动机的涵道流的循环的管道(30)，所述内结构件(26)围绕所述发动机的壳体部(38a、40a)设置，

其特征在于，所述发动机组件(5)包括用于传递力的多个挠性装置(50)，所述多个挠性装置(50)设置在所述壳体部(38a、40a)与所述反推力装置罩(20)的所述内结构件(26)之间，每个挠性力传递装置(50)均包括可弹性变形器件(52)，所述可弹性变形器件(52)构造成使得：在所述反推力装置罩(20)的关闭位置中，在所述发动机处于停止状态的情况下，所述器件(52)处于允许所述力传递装置(50)向所述壳体部(38a、40a)施加预应力的部分弹性变形状态。

2.根据权利要求1所述的发动机组件，其特征在于，所述壳体部(38a、40a)对应于以下各部分中的任一个部分：

-所述发动机的中央壳体(38)的封围燃烧室(44)的部分；

-所述发动机的所述中央壳体(38)的封围涡轮机(46)的部分；或者

-所述发动机的排气壳体(40)的一部分；或者

-所述发动机的所述中央壳体(38)的封围压缩机的部分。

3.根据权利要求1所述的发动机组件，其特征在于，所述可弹性变形器件(52)紧固至所述壳体部(38a、40a)，以及/或者所述可弹性变形器件(52)紧固至所述反推力装置罩(20)的所述内结构件(26)。

4.根据权利要求1所述的发动机组件，其特征在于，所述发动机组件还包括多个刚性力传递装置(60)，所述多个刚性力传递装置(60)设置在所述壳体部(38a、40a)与所述反推力装置罩(20)的所述内结构件(26)之间，每个刚性力传递装置(60)均布置成使得：在所述反推力装置罩(20)的所述关闭位置中，在所述发动机处于停止状态的情况下，在该刚性装置(60)与所述壳体部(38a、40a)之间或者在该刚性装置(60)与所述反推力装置罩(20)的所述内结构件(26)之间保持有径向间隙(62)，使得所述刚性力传递装置(60)处于非工作状态。

5.根据权利要求1所述的发动机组件，其特征在于，所述挠性力传递装置(50)的绕所述发动机的纵向轴线(6)在所述发动机的周向方向上的分布是不规则的。

6.根据前一项权利要求所述的发动机组件，其特征在于，所述分布使得布置在所述发动机的与所述附接装置(4)相对的半部段(10a)中的挠性力传递装置(50)的密度大于布置在所述发动机的定位成面向所述附接装置(4)的另一半部段(10b)中的挠性力传递装置(50)的密度。

7.根据权利要求1所述的发动机组件，其特征在于，所述可弹性变形器件(52)采用以下元件中的一种元件的形式或者采用以下元件的组合的形式：

-螺旋弹簧，所述螺旋弹簧优选地在压缩时操作；

-板簧，所述板簧具有一个或更多个簧片(64)；

-圆形线簧(70)；

-弹性体块；

-金属垫。

8.根据权利要求1所述的发动机组件，其特征在于，每个挠性力传递装置(50)均包括由第一端件(56a)和第二端件(56b)限定的力传递界面(58)，所述第一端件(56a)紧固至所述壳体部(38a、40a)，所述第二端件(56b)紧固至所述反推力装置罩(20)的所述内结构件(26)。

9.根据权利要求8所述的发动机组件，其特征在于，所述第一端件(56a)和所述第二端件(56b)是相接触的板，从而限定大致平坦的界面(58)。

10.根据权利要求9所述的发动机组件，其特征在于，呈板的形式的所述第二端件(56b)固定至所述可弹性变形器件(52)的一个端部，以及/或者，呈板的形式的所述第一端件(56a)固定至所述壳体部(38a、40a)。

11.根据权利要求8所述的发动机组件，其特征在于，所述第一端件和所述第二端件中的一者(56a)是呈指状件的形式的阳元件，所述指状件具有沿另一端件(56b)的方向缩小的截面，所述另一端件(56b)是呈插槽的形式的阴元件，所述插槽接纳所述指状件并且具有与所述指状件的形状互补的形状。

12.根据权利要求11所述的发动机组件，其特征在于，所述第一端件(56a)紧固至中间加强件(72；85)，所述中间加强件(72；85)固定至所述壳体部(38a)，并且所述中间加强件设置在所述第一端件(56a)与所述壳体部(38a)之间。

13.根据权利要求12所述的发动机组件，其特征在于，与沿所述周向方向直接连续的至少两个挠性装置(50)相关联的所述中间加强件连接至彼此以优选地形成一件式部件(85)。

14.根据权利要求12所述的发动机组件，其特征在于，每个中间加强件均包括连杆(72)，所述连杆(72)在所述连杆(72)的端部处被铰接，优选地，每个中间加强件包括成对的连杆，所述成对的连杆呈V形布置，其中，V的点朝向外部径向地定向。

15.一种飞行器(200)，包括至少一个根据权利要求1所述的发动机组件(5)，所述发动机组件(5)优选地固定在所述飞行器的机翼(2)下方或者固定在所述飞行器的机身上。