CN100548805C - 航空器发动机组件 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种航空器发动机组件，其包括涡轮喷气发动机、发动机机架以及多个发动机附件。多个发动机附件包括固定至风扇壳体并且关于由涡轮喷气发动机的纵向轴线及其垂直方向所限定的平面对称地设置的第一和第二前部发动机附件(6a、6b)，这两个前部发动机附件被设计成用于传递沿涡轮喷气发动机的纵向方向以及沿其垂直方向施加的载荷。而且，这两个前部附件中的每个包括安装在壳体(12)上并且穿过U形夹(30)的两个壁(32a、32b)的剪切销(36)，所述U形夹(30)固定在发动机机架上。

Description

航空器发动机组件

技术领域

本发明通常涉及一种如下类型的航空器发动机组件，其包括：涡轮喷气发动机、固定架以及插在该固定架与涡轮喷气发动机之间的多个发动机附件。

背景技术

以已知的方式，这种类型的发动机固定架被设置成在涡轮喷气发动机类型的发动机与装备有该组件的航空器机翼之间形成连接界面。它使得由其相关涡轮喷气发动机产生的载荷被传递至机身，并且还在发动机与航空器之间提供了用于燃油管、电气和液压系统、以及空气的路径。

为了保证载荷传递，发动机机架包括刚性结构(例如，“箱体”类型的)，即，通过经由横向肋接合在一起的翼梁和侧板的组装而形成。

安装系统插入在发动机与发动机机架的刚性结构之间，总体上该系统包括多个发动机附件，该多个发动机附件通常被分成为与发动机的风扇壳体或中心发动机壳体一体的前部和后部发动机附件。

另外，安装系统包括用于传输由发动机产生的推力载荷的推力机架装置。在现有技术中，该装置具有例如两个侧推力连杆的形式，该侧推力连杆首先接合至发动机的风扇壳体的后部零件，其次接合至安装在发动机机架的刚性结构上的发动机附件，例如后部发动机附件。

应该知道，指定发动机机架与插入在该发动机机架与航空器机翼之间的第二安装系统相关联，该第二系统通常由两个或三个发动机附件构成。

最后，发动机机架具有用以在承载气动整流罩的同时分离和支撑不同系统的辅助结构。

尽管存在推力机架装置，但以本领域技术人员已知的方式，发动机产生的这些载荷通常或多或少地导致所述发动机明显的纵向弯曲，即，由沿航空器的横向方向施加的扭矩产生的弯曲。

当这种纵向弯曲发生时，具体地，在航空器的巡航阶段期间发生时，则在旋转的压缩机和涡轮叶片与发动机的中心风扇壳体之间遭遇增大的摩擦。

而且，应该注意，上述纵向弯曲现象及其导致的旋转叶片的摩擦现象，由于以下事实变得极为明显，即，在当前涡轮喷气发动机方面，对于日益增长的旁通比的探求不可避免地使得设计者相对于涡轮喷气发动机芯的直径增加风扇的直径。

所遭遇摩擦的主要后果在于发动机的早期磨损，其对于该发动机的寿命及其性能必然有害。在另一情况中，其中，提供了适当操作间隙以使得几乎不存在由纵向弯曲导致的任何接触，这样就极大降低了发动机的输出。

因此，为了解决这个问题，已经提出了实施包括第一前部发动机附件和第二前部发动机附件的多个发动机附件的方案，这两个前部发动机附件固定至发动机的风扇壳体并且关于由涡轮喷气发动机及其垂直方向所限定的平面对称地设置，第一和第二前部发动机附件的每个被设计成用于传递沿涡轮喷气发动机的纵向方向以及沿其垂直方向施加的载荷。

将第一和第二前部发动机附件设置在风扇壳体上提供了使它们彼此极大地隔离的可能性。由于以下事实，即，与其中设置在中心壳体附近的发动机附件不能彼此远离的传统方案中遇到的载荷相比，第一和第二前部发动机附件必须传递的与给定轴线中的某一力矩相关的载荷必然被削弱，所以这种有效隔离具有能够显著减小这些发动机附件尺寸的优点。

而且，在不再需要存在具有侧推力连杆的推力支架装置这种类型的布置的情况下，基本上借助于第一和第二前部发动机附件在风扇壳体上进行涡轮喷气发动机所产生的所有载荷的传递，这是因为，保持在发动机机架与中心壳体或排气壳体之间的唯一连杆优选由后部发动机附件形成，其主要作用是限制涡轮喷气发动机的后部零件的垂直震动。

因此，发动机附件的这种具体布置导致在中心壳体水平面处所遭遇的弯曲极大地减少，无论该弯曲是由于涡轮喷气发动机产生的推力载荷导致的，还是由于在航空器飞行的各个阶段期间可能遇到的骤风导致的。

因此，在弯曲方面的前述减少导致旋转的压缩机和涡轮叶片与中心发动机机架之间摩擦的极大降低，并因此极大地限制由于这些叶片的磨损而导致的输出功率损失。

然而，必须注意，到此为止没有任何设计已显示出其本身完全适合于第一和第二前部发动机附件(称为侧前部发动机附件)。实际上，已知方案中遇到的问题首先主要是由这些发动机附件的较大尺寸引起的，具体地是由于U形夹/连杆型组件的使用而引起的，其次是由于出现在剪切销水平面处的极大弯曲现象引起的，该剪切销被横向定位并且安装在涡轮喷气发动机上以及该组件的所述连杆上。

发明内容

因此，本发明的目的是提出一种航空器组件，该航空器组件至少部分地解决与现有技术实施例相关的上述缺陷，并且还提出了一种具有至少一个所述组件的航空器。

为此目的，本发明的主题是航空器发动机组件，其包括：涡轮喷气发动机、发动机机架、以及插入在发动机机架与涡轮发动机之间的多个发动机附件，所述多个发动机附件包括第一前部发动机附件和第二前部发动机附件，该第一前部发动机附件和第二前部发动机附件固定至涡轮喷气发动机的风扇壳体并且关于由涡轮喷气发动机的纵向轴线及其垂直方向所限定的平面对称地设置，这些第一和第二前部发动机附件的每个被设计成用于传递沿涡轮喷气发动机的纵向方向及其垂直方向施加的载荷，并且每个包括沿涡轮喷气发动机的横向方向定向且安装在风扇壳体上的剪切销，以及固定在发动机机架上且具有两个壁的U形夹。根据本发明，对于第一和第二前部发动机中的每个而言，剪切销穿过U形夹的两个壁。

因此，在这种类型布置的情况中，第一和第二前部发动机附件非常紧凑，因为不再需要具有与U形夹协作的连杆(如现有技术实施例中的情况那样)，这是因为现在是剪切销与该U形夹直接协作。因此，除在前部发动机附件的紧凑性方面获益以外，还在质量与成本方面获益。

而且，销因此沿横向方向穿过U形夹的彼此远离设置的两个壁。因此，在剪切销的分别与U形夹的壁相互作用的两个不同点处，剪切销被相反方向的两个载荷要求，这可以有利地实现销的平衡，这转变成先前当剪切销在单个点中被U形夹/连杆组件的连杆要求时遭遇的弯曲效果的极大减小。

优选地，发动机组件还包括球窝接头，该球窝接头具有固定在风扇壳体上的外壳以及支撑剪切销的球窝接头轭。在这种布置的情况下，有利地，在弯曲方面被机械地要求的销几乎不向风扇壳体传递应力，这是因为在这种情况下，球窝接头轭与剪切销成一体，剪切销将会移动至形成于壳体中的其相关外壳中。因此，上述球窝接头的存在意味着，风扇壳体基本上免于受到不利影响，该不利影响可能是由机械地连接至同一风扇壳体的剪切销的弯曲所造成的。

仍优选地，剪切销滑动地安装在球窝接头轭中。这种类型的组件具有以下优点，即，允许销与球窝接头轭之间沿着销的轴线所限定的方向的相对移动。具体地，在某种意义上，在不经受过应力的情况下，发动机在其与能够滑入球窝接头的剪切销相连接的区域的水平面处可变形。应该知道，这个特性在发动机的延伸阶段期间尤其非常有利，这在风扇壳体与每个侧前部发动机附件的U形夹之间产生不可忽略的隔离间隙。

优选地，多个发动机附件还包括设计成用于传递沿涡轮喷气发动机的垂直方向施加的载荷的后部发动机附件。优选地，该后部发动机附件被设计成用于仅传递沿着涡轮喷气发动机的垂直方向施加的载荷，并且多个发动机附件还包括第三前部发动机附件，该第三前部发动机附件被固定至风扇壳体以便被涡轮喷气发动机的纵向轴线及其垂直方向所限定的前述平面穿过，第三前部发动机附件被设计成用于仅传递沿涡轮喷气发动机的横向方向施加的载荷。

然后，在这种布置中，则可以设置成，使得第一、第二和第三前部发动机附件被固定在风扇壳体的圆周环形部上，这使第一、第二和第三前部发动机附件能够占据其中它们被极有利地彼此隔离的位置。

优选地，第一和第二发动机附件被涡轮喷气发动机的纵向轴线及其横向方向所限定的平面穿过。从而，由于载荷在涡轮喷气发动机的轴线处被传递，所以有利地，极大地降低了发动机零件的纵向弯曲。

最后，应该注意，可替换的实施方式包括设置成，使得多个发动机附件不包括上述第三前部发动机附件，而是使得后部发动机附件被设计成还用于传递沿涡轮喷气发动机的横向方向施加的载荷，同时具有获得多个发动机附件的目的，该多个发动机附件形成均衡组件系统并且没有用于传递推力载荷的具有侧推力连杆形式的装置。

本发明的又一目的是一种航空器，所述航空器包括至少一个如前面所述的发动机组件。

本发明的其它优点和特征将出现在下面提供的详细的非限定性描述中。

附图说明

参照以下附图进行描述，附图中：

图1示出了根据本发明第一优选实施例的航空器发动机组件的概略侧视图；

图2示出了图1所示组件的涡轮喷气发动机的概略透视图，为了更清楚地示出发动机附件的布置，省略了发动机机架；

图3示出了与图2所示相似的视图，以本发明第二优选实施例的形式示出了该组件；

图4示出了图1中所示组件的发动机机架的透视图；

图5示出了属于图1所示发动机组件的前部发动机附件的详细透视图；以及

图6示出了沿图5中平面p′截取的该同一前部发动机附件的部分截面图。

具体实施方式

参考图1，可看到根据本发明第一优选实施例的航空器发动机组件1，该组件1设计成固定在航空器机翼(未示出)下。

总体上，发动机组件1包括涡轮喷气发动机2、发动机机架4、以及确保将涡轮喷气发动机2固定在该发动机机架4之下的多个发动机附件6a、6b、8、9(在图1中，发动机附件6b被发动机附件6a遮住)。应该注意，组件1设计成由舱(未示出)围绕，并且应该注意，发动机机架4包括可以确保将该组件1悬挂在航空器机翼下的另一系列附件(未示出)。

在其它描述中，按照惯例，X表示平行于涡轮喷气发动机2的纵向轴线5的方向，Y表示关于该同一涡轮喷气发动机2横向定向的方向，并且Z表示垂直方向或者高度方向，这三个方向彼此正交。

而且，术语“前部”和“后部”应被理解为与涡轮喷气发动机2施加推力之后航空器的行进方向相关的方向，该方向以箭头7示意性示出。

在图1中，可看出只示出了发动机机架4的一个刚性结构10。该发动机机架4的未示出的其它组成元件(诸如，在承载气动整流罩的同时确保分离和支撑不同系统的辅助结构)是与现有技术中发现的那些相同或相似并且为本领域技术人员熟知的传统元件。因此，将不再提供对这些元件的详细描述。

而且，涡轮喷气发动机2在前部具有限定环形风扇管14的大风扇壳体12，并且朝向后部包括小尺寸的且包围该涡轮喷气发动机芯的中心壳体16。最后，中心壳体16通过尺寸大于该中心壳体16的排气壳体17向后延伸。

如图1中所示，第一前部发动机附件6a与第二前部发动机附件6b都被固定在风扇壳体12上，关于由轴线5和方向Z限定的平面P对称。

实际上，现在参考图2，可看出示意性示出的第一前部发动机附件6a和第二前部发动机附件6b关于该平面P对称地布置，并且优选地，它们都安装在风扇壳体12的圆周环形部上，并且更具体地，安装在该圆周环形部的后部上。

可以认为，第一前部发动机附件6a和第二前部发动机附件6b完全相反地位于具有风扇壳体12的圆周外表面18的圆周环形部上，以使得这些发动机附件6a、6b被纵向轴线5和方向Y限定的第二平面P′穿过。

如图2中箭头直接示出的，第一和第二前部发动机附件6a、6b中的每个被设计成能够传递涡轮喷气发动机2沿方向X和沿方向Z产生的载荷，但是不传递沿方向Y施加的那些载荷。

这样，两个发动机附件6a、6b彼此间隔较大距离，共同确保传递沿X方向施加的力矩、以及沿Z方向施加的力矩。

仍然参考图2，可看出，示意性示出了第三前部发动机附件8，也固定在风扇壳体12的圆周环形部上，并且优选地，固定在该圆周环形部的后部上。

发动机附件6a、6b、8借助于发动机的结构件(未示出)固定在壳体12的圆周环形部上，优选地，布置在圆周环形部的后部上。但是，还可能碰到发动机，其中结构件更靠前地位于圆周环形部上，这意味着发动机附件6a、6b、8相比于发动机固定得更靠前，并仍然位于风扇壳体12的圆周环形部上。

第三发动机附件8位于风扇壳体12的最高部分上，因此，位于圆周环形部的最高部分上，并因此被以上所述的第一平面P虚拟地穿过。而且，优选地，这三个发动机附件6a、6b、8被平面YZ(未示出)穿过。

如图2中箭头示意性地示出的，第三发动机附件8被设置成能够仅传递涡轮喷气发动机2沿Y方向产生的载荷，因此不能传递沿方向X和Z施加的载荷。

仍然参考图2，可以看出，示意性示出了后部发动机附件9，并且固定在刚性结构10(图2中看不到)与排气壳体17之间，优选地，固定于该排气壳体17的具有最大直径的部分处。应该知道，优选地，该后部发动机附件9被第一平面P虚拟地通过。

如图2箭头示意性地示出的，后部发动机附件9设计成能够仅传递涡轮喷气发动机2沿Z方向产生的载荷，因此不能传递沿方向X和Y施加的载荷。

这样，该后部发动机附件9因而与两个前部发动机附件6a、6b共同传递沿Y方向施加的力矩。

实质上，该后部发动机附件9可被不同地布置，即，布置在涡轮喷气发动机2的中心壳体16上，优选地，布置在其后部件上，或也可以布置于中心壳体16与排气壳体17之间的结合部20的水平面处。

应该注意，尽管在图1和2中概略示出了发动机附件，但是必须理解这些发动机附件可以根据本领域技术人员已知的任何形式制造，例如，诸如以与连杆和托架组件相关的形式制造。但是，前部发动机附件6a、6b的设计构成了本发明的特征，并且以下将参考附图5和6详细描述。

如前所述，与刚才描述的构造相关的一个主要优点在于以下事实：风扇壳体12上的前部发动机附件6a、6b、8的具体位置极大地减少了在航空器的各种飞行阶段期间中心壳体16的弯曲，并因此极大减少了由于压缩机和涡轮叶片与该中心壳体的摩擦而产生的磨损。而且，另一个优点在于，在制造发动机期间减少可操作间隙的可能性，并因此获得较好输出。

参考图4，可看到发动机机架的一个实施例，其中只示出了刚性结构10。

首先，必须说明，该刚性结构10被设计成关于上述第一平面P对称。

该刚性结构10包括中心扭矩箱22，该中心扭矩箱22沿X方向从结构10的一端延伸至另一端，并基本上与该X方向平行。应该知道，该中心扭矩箱22可通过经由定向在平行平面YZ中的横肋(未示出)而彼此连接的上翼梁、下翼梁、和在平行平面XZ中沿X方向延伸的两个侧板(未注明)的组装形成。

而且，在该箱22的一个前端的水平面处，刚性结构10支撑沿Y方向在箱22的每侧上突出的两个横向箱体24a、24b。

两个横向箱体24a、24b分别支撑两个前部发动机附件6a、6b，并且优选地，每个具有下壳板26a、26b，这两个下壳板一起限定具有环形横截面的基本为圆柱形的虚拟表面(未示出)的一部分，以及平行于中心箱22并平行于涡轮喷气发动机的纵向轴线5的纵向轴线34。换言之，这两个下壳体26a、26b的每个具有适于在其整个长度范围内使其本身围绕该虚拟表面定位并与该虚拟表面接触的曲率。因此，总的来说，这两个横向箱体24a、24b形成具有环形横截面的能够围绕并远离涡轮喷气发动机2的中心壳体16定位的基本圆柱形的封装部/笼部。当然，这种构造促进穿过组件1的辅助空气流的流动。

而且，可以看出，前部发动机附件6a被固定至横向箱体24a的前部封闭框架28a，而前部发动机附件6b与横向箱体24b的前部封闭框架28b形成一体，如图4中所图示，图4还示出了前部发动机附件8安装在箱22的前部封闭框架31上，框架28a、28b、31设置在相同平面YZ中。

而且还提供了将前部发动机附件6a、6b分别固定在封闭板48a、48b上，平行于平面P′并且优选地被该平面P′穿过，这些封闭板48a、48b分别封闭箱体24a的下部和箱体24b的下部，并因此将壳板的下端与相关箱体的前部和后部封闭框架连接。

参考图3，可以看到根据本发明第二优选实施例的航空器发动机组件1(发动机机架未示出)。

该组件与第一优选实施例结构中所述的组件相似。因此，具有相同参考标号的元件指相同或相应的元件。

该第二优选实施例所示出的主要区别包括：去除了第三前部发动机附件、并且认为后部发动机附件9确保不仅传递沿方向Z施加的载荷，而且还传递沿方向Y施加的载荷。

因此，像第一优选实施例一样，该第二优选实施例提供了一种替换方式，使其可获得形成均衡组件系统的多个发动机附件。

现在参考图5和6，其中示出了侧前部发动机附件6a，该侧前部发动机附件6a与侧前部发动机附件6b相同，并且当然关于平面P与侧前部发动机附件6b对称，可看出该前部发动机附件6a包括与横向箱体24a的前部封闭框架28a和封闭板48a一体的U形夹30，该U形夹30具有沿Y方向间隔的且沿平面XZ布置的两个壁或端板32a、32b。

这两个壁每个均具有也沿方向Y定向的孔34a、34b，并且剪切销36的外端连续穿过这两个孔。更精确地，沿Y方向定向的剪切销36安装于U形夹30的壁中，因此可认为销36与该U形夹成一体。

应指出的是，为了满足安全要求，壁和剪切销可呈“双重”型，也被称作“失效保护”功能。

而且，如图6中最佳示出的，剪切销36包括机械地连接至风扇壳体12的内端部。机械连接通过球窝接头38实现，该球窝接头38包括安装于风扇壳体12中的外壳40，并且用于支撑被穿孔以容纳销36内端部的球窝接头轭42。但是，此处优选的是，将销36滑动地装入球窝接头轭42中，以使得这两个元件可以沿着由组合的销36的纵向轴线与轭42的孔所限定的方向(因此，该方向与Y方向一致)而相对移动。

当然，本领域的技术人员可以对以上所述的仅作为非限定性实例的航空器发动机组件1进行各种改变。具体地，在此方面，可以具体说明发动机组件1是否具有适于安装在航空器机翼之下的构造，该组件1还可具有能够使其安装在同一机翼上方或甚至安装在航空器机身后部零件处的构造。

Claims (11)

1.一种航空器发动机组件(1)，包括：涡轮喷气发动机(2)、发动机机架(4)、以及插入在所述发动机机架(4)与所述涡轮喷气发动机(2)之间的多个发动机附件，所述多个发动机附件包括固定至所述涡轮喷气发动机的风扇壳体(12)且关于由涡轮喷气发动机的纵向轴线(5)及其垂直方向(Z)限定的平面对称地布置的第一前部发动机附件(6a)和第二前部发动机附件(6b)，所述第一和第二前部发动机附件(6a、6b)中的每一个被设计成用于传递沿所述涡轮喷气发动机(2)的纵向方向(X)以及沿其垂直方向(Z)施加的载荷，并且每一个包括沿所述涡轮喷气发动机(2)的横向方向(Y)定向且安装在所述风扇壳体(12)上的剪切销(36)，以及固定在所述发动机机架上且具有两个壁(32a、32b)的U形夹(30)，其特征在于，对于所述第一和第二前部发动机附件(6a、6b)中的每一个，所述剪切销(36)穿过所述U形夹(30)的两个壁(32a、32b)。

2.根据权利要求1所述的航空器发动机组件(1)，其特征在于，所述航空器发动机组件还包括球窝接头(38)，所述球窝接头具有固定在所述风扇壳体(12)上的外壳(40)、以及支撑所述剪切销(36)的球窝接头轭(42)。

3.根据权利要求2所述的航空器发动机组件(1)，其特征在于，所述剪切销(36)滑动地安装在所述球窝接头轭(42)中。

4.根据前述权利要求中任一项所述的航空器发动机组件(1)，其特征在于，所述多个发动机附件还包括后部发动机附件(9)，所述后部发动机附件被设计成用于传递沿所述涡轮喷气发动机(2)的垂直方向(Z)施加的载荷。

5.根据权利要求4所述的航空器发动机组件(1)，其特征在于，所述后部发动机附件(9)被设计成用于仅传递沿所述涡轮喷气发动机(2)的垂直方向(Z)施加的载荷，并且所述多个发动机附件还包括第三前部发动机附件(8)，所述第三前部发动机附件(8)被固定至所述风扇壳体(12)以便被所述涡轮喷气发动机(2)的纵向轴线(5)及其垂直方向所限定的所述平面穿过，所述第三前部发动机附件(8)设计成用于仅传递沿所述涡轮喷气发动机(2)的横向方向(Y)施加的载荷。

6.根据权利要求5所述的航空器发动机组件(1)，其特征在于，所述第一、第二和第三前部发动机附件(6a、6b、8)固定在所述风扇壳体(12)的圆周环形部(18)上。

7.根据权利要求4所述的航空器发动机组件(1)，其特征在于，所述第一和第二前部发动机附件(6a、6b)被所述涡轮喷气发动机(2)的纵向轴线(5)及其横向方向(Y)所限定的平面穿过。

8.根据权利要求4所述的航空器发动机组件(1)，其特征在于，所述后部发动机附件(9)被设计成也用于传递沿所述涡轮喷气发动机(2)的横向方向(Y)施加的载荷。

9.根据权利要求4所述的航空器发动机组件(1)，其特征在于，所述后部发动机附件(9)固定在所述涡轮喷气发动机(2)的中心壳体(16)上。

10.根据权利要求4所述的航空器发动机组件(1)，其特征在于，所述多个发动机附件形成均衡组件系统。

11.一种航空器，其特征在于，所述航空器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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