CN100554085C - 包括发动机以及用于该发动机的底座的飞机发动机组件 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种包括发动机(2)和发动机底座(4)的飞机发动机组件(1)，该发动机底座首先包括具有箱体(24)的刚性结构(10)，其次包括位于发动机与刚性结构之间的安装系统(11)，该安装系统特别地包括后部附件(8)，所述组块还设置有用于箱体的热保护系统(58)，该热保护系统优选地包括在箱体与发动机之间延伸并形成热屏障的通风管道(60)。根据本发明，管道朝后延伸超过后部发动机附件。
Description
技术领域
本发明通常涉及用于被定位在飞机机翼与发动机之间的发动机固定吊架(securing pylon)领域，并且更具体地，涉及一种包括所述发动机固定吊架的发动机组件。
本发明可以用在配备有例如涡轮喷气发动机(turbojet engine)或涡轮风扇发动机(turboprop engine)的任何类型的飞机上。
这种类型的固定吊架，也被称为“EMS”(发动机安装结构，Engine Mounting Structure)，可以用来例如将涡轮喷气发动机悬挂在飞机机翼下方，或者用来将该涡轮喷气发动机安装在该相同机翼的上方。
背景技术
提供所述发动机底座(engine mount)以在诸如涡轮喷气发动机的发动机与飞机机翼之间形成连接界面。发动机底座使得与其相关的涡轮喷气发动机所产生的载荷被传输至机身，并且还提供了用于燃料管道、电气和液压系统、以及发动机与飞机之间的空气的路径。
为了保证载荷传输，发动机底座包括通常为“箱体”型的刚性结构，即，该刚性结构是通过将上翼梁(spar)和下翼梁组装在一起而形成并且包括经由横向翼肋而结合在一起的两个侧镶板。
并且，发动机底座设置有插入在涡轮喷气发动机与发动机底座的刚性结构之间的安装系统(mounting system)，这个系统总体上包括至少两个发动机附件(attachment，连接件)，通常为前部附件和后部附件。
此外，安装系统包括用于转移由涡轮喷气发动机产生的推力载荷的推力底座装置(thrust mount device)。在现有技术中，这个装置例如是两个侧推力链接件(link)的形式，这两个链接件首先连接至涡轮喷气发动机的风扇壳体(风扇箱，fan case)的后部，并且随后连接至固定于发动机壳体的后部发动机附件。
类似地，发动机底座还包括插入在该发动机底座的刚性结构与飞机机翼之间的第二安装系统，这个第二系统通常由两个或三个附件组成。
最后，发动机底座设置有用于在承载气动整流装置时分开并支撑不同系统的次级结构，后部气动整流装置通常从机翼的后缘(尾缘，trailing edge)朝向后部突出。
此外，发动机组件一般配备有用于箱体的热保护系统，其中箱体包括优选被通风且位于该同一箱体的前部并处在下翼梁下方的管道。然而，管道中的气流速率较低的这种管道仅提供刚性结构的有限冷却，并且在任何情况下只位于刚性箱体的前部。
发明内容
因此，本发明的目的是提供一种飞机发动机组件，其至少部分地克服了与现有技术的实施方式有关的上述缺点，并且还提供了一种具有至少一个所述发动机组件的飞机。
为此目的，本发明的主题就是一种包括发动机和发动机底座的飞机发动机组件，这个发动机底座首先包括也被称为主结构的刚性结构，该刚性结构具有优选地设置有下翼梁型的下部结构元件的箱体，并且发动机底座随后包括插入在发动机与刚性结构之间的安装系统，值得注意的是该安装系统包括后部发动机附件，并且该组件还设置有用于箱体的热保护系统，其中箱体包括管道，该管道优选被通风并且形成为在箱体与发动机之间延伸的热屏障，因此，如果发动机用于悬挂在飞机机翼的下方，则管道优选地在这个下翼梁下方并且沿着它的长度延伸。根据本发明，管道朝向后部延伸超出后部发动机附件。
因此，因为管道保护了下翼梁的非常大的部分，并且自然地当发动机待被悬挂在机翼下方时，利用根据本发明的这种设置可以实现箱体的非常令人满意的冷却。因此，这个管道的存在为可以使用复合材料来制造刚性结构的箱体做出了贡献，因此，与现有技术的金属刚性结构相比，复合材料制成的刚性结构的重量可以大大降低。
并且，还应该理解，这个管道的后端延伸超过后部发动机附件并到达一位置处，其中在该位置处的压力基本上低于该发动机附件上游出现的压力。因此，当管道是“通风”型时(即，气流流经通过它)由于在管道出口处遇到的强烈抽吸，所获得的压力差显著大于现有技术中出现的压力差，因此使得该气流具有实质性的增加并且因此使得箱体热保护系统的效力增加。
此外，因为管道的后端位于后部发动机附件的后部，因此很容易使得该端部通向进入到发动机气流中，并且因而使用从作为附加推力产生装置的通风管道中喷出的空气。
优选地，通风管道具有通向发动机底座的后部气动整流装置(fairing)的外壁的后端，该后部气动整流装置完全位于相对于后部发动机附件的后方。
从空气动力学的观点来看这个结构是极其有利的。上述整流装置(也被称为“防护罩(shield)”或“后吊架整流装置(Aft PylonFairing)”并且通常朝向机翼的后缘的后部突出)一般受发动机气流的影响，这造成了不可忽视的阻力，在性能方面相对受到限制。通过提供通向整流装置外壁的这种端部，有可能将整流装置浸入在保护整流装置免受发动机气流影响的空气隔间(airspace)中。因此，由热的发动机的气流对下部后部整流装置的影响减小而产生的阻力(drag)与现有技术相比大大降低了，这有利地引起性能提高。
在这方面，为了同时地增加由通风空气产生的推力、提高热保护系统的效能、并增强对后部气动整流装置的保护以抵抗发动机气流的影响，通风管道的后端优选地位于该整流装置的中断/分开处，以便增加抽吸并因此获得甚至更大的压力差。
上述解决方案的一个可替换方案可以包括提供通风管道的后端使其通向发动机底座的后吊架整流装置的内部。在所述情况中，随后有利地在该整流装置后部提供空气出口以保证通风空气的抽出，该开口可以与可控的移动结构相连，该可控的移动结构可以相对于它的位置来调节所述整流装置的气动形状。利用移动结构优选沿开口定位的所述设置，移动结构的引导(pilot)可以减少/增加离开设置在该整流装置上的开口的空气的抽吸，这取决于该整流装置是否具有限定一个或多个中断的构造，其中该中断用于产生底部牵制效应(阻力效应)以产生大量空气抽吸，或者取决于是否具有限定基本连续的气动形状而没有任何中断的构造，以使得最小阻力成为可能。
优选地，设计发动机底座以使发动机底座的刚性结构还包括在箱体与发动机之间固定安装在箱体上的组块(block)，并且如果发动机将被悬挂在飞机机翼的下方，则该组块优选地在箱体的下翼梁的下面，这个结构组块(structural block)此时被称为具有用于后部发动机附件的固定界面的下部结构组块。
因此，在发动机用于将被悬挂在飞机机翼下方的非限制性情况中，借助于下部结构组块，该设置整体上使得后部发动机附件相对于箱体向下偏移，因此该下部结构组块类似于阀杆(stem)或尾撑(shoe)那样形成刚性结构的一体部分。与刚性结构仅由箱体组成的现有技术实施方式相比，添加这个组块能够提供很多优点，包括将该同一箱体与自发动机底座悬挂的发动机相分隔开的优点在内。结果，箱体经受的热环境远不如在之前实施例中遇到的那样苛刻，在之前的实施例中用于后部发动机附件的固定界面直接位于下翼梁上。因此，利用这些较不苛刻的热环境，可以考虑使用对热较不敏感的材料来制造刚性箱体，诸如上述已经提及的复合材料。在所述情况中，对于整个发动机底座，这可以有利地导致相当大的重量增加。
此外，它使得可以将结构组块的设计与箱体的设计相分开，其中结构组块的设计实质上由确保传输从后部发动机附件产生的载荷的这种需要而决定，而箱体的尺寸设置主要与箱体所承载的机翼界面有关系。这个特别的方面暗示组块具有比箱体的宽度小很多的宽度，从而在气动性能水平方面提供了相当大的优势，这是因为将是小宽度的组块处在次级空气流中，而不再是较大宽度的箱体的下部处于其中。因此，直接在后部发动机附件上方的气动扰动与先前遇到的那些相比被极大地降低了。
并且，显然应当理解，箱体的几何形状不再受要靠近发动机壳体(case)定位的这种需要的影响，这是因为这个功能可以被固定安装到该箱体上的下部结构组块完全取代。因此，箱体的几何形状也可得以显著简化，如同通过提供从刚性结构一端到另一端的平面下部箱体表面使得箱体的制造可以显著简化一样。因此，箱体的重量减小并且被极好地优化到箱体的下部有利地不再包含实质宽度偏移的程度，而该偏移的目的仅在于使它靠近发动机壳体。
最后，应该指出，因为组块从箱体向下突出并且仅仅在刚性结构的短的纵向长度上延伸，所以可以容易地考虑到管道或类似元件有可能穿过该同一结构组块。因此对于诸如热交换系统的发动机底座的装备(equipment)来说可利用的这种选择有助于到达刚性结构的后部，这在现有技术中需要经过相对难以通过的箱体。
此外，这个选择也可用于箱体的热保护系统，因此热保护系统的通风管道可以经过结构组块，这种解决方案形成了相对简单的方式，通过这种方式将通风管道的后端引到被前述组块承载的后部发动机附件的下游。
再次优选地，优选通风管道位于箱体的下翼梁的下方并且远离它，使得通风管道与箱体的下翼梁一起形成次级通风通路(secondary ventilated throughway)。利用这种设置，当箱体位于所谓的“非点火邻近区(zone non-adjacent to fire)”中时(在该区域中限制显然不很苛刻)，次级通风通路则形成被称为“点火邻近区(fire adjacent zone)”的区域。这种特点有利地允许各种元件在不违反安全标准的情况下穿过刚性结构的箱体。并且，这个箱体的设计不再向先前的情况那样由任何点火要求决定。通过指示应该注意，如果发动机将被安装在机翼上方，则通风管道和次级通风通路显然要位于箱体的上翼梁之上。
优选地，次级通风通路还被发动机短舱的整流罩(cowl)横向地定界。
最后，为了进一步增强用于箱体的热保护系统的效能，箱体可以在管道上设置有热保护涂层，该涂层形成被称为“点火屏障”的热屏障，例如应用于这个管道的下部外表面，即，面对着发动机的外表面。
本发明的另一主题是一种包括至少一个诸如刚刚提出的发动机组件的飞机。
在下面给出的详细的、非限制性的描述中，本发明的其他优点和特征将变得显而易见。
附图说明
参照附图进行描述，其中：
图1是根据本发明一个优选实施例的飞机发动机组件的侧视图，为了清楚的原因，故意略去了箱体的热保护系统；
图2是用于图1所示的发动机组件的底座的刚性结构所具有的下部结构组块的放大透视图；
图3是与图1的视图类似的视图，示出了箱体的热保护系统；
图4是飞机发动机组件的侧视图，该组件是图1至3所示的优选实施例的替换实施例的形式；
图5是沿图4的线V-V的示意性剖视图；
图6a和图6b是发动机底座后部吊架整流装置的后部的俯视图，其属于图3所示的组件，更具体地，其示出了能够减少/增加离开整流装置的空气的抽吸的移动可控结构；以及
图7是与图6a和图6b所示的那些视图类似的视图，可控移动结构是替换实施例的形式。
具体实施方式
参照图1，可以看见将被连接在飞机的机翼3的下方的飞机发动机组件1，设置有发动机底座4的该组件1是本发明的优选实施例的形式。
总体上，发动机组件1包括诸如涡轮喷气发动机2的发动机以及发动机底座4，这个底座显著地设置有刚性结构10和安装系统11，安装系统11包括多个发动机附件6，8以及转移由涡轮喷气发动机2产生的推力载荷(thrust load)的推力底座装置9，因此，安装系统11位于发动机与上述刚性结构10之间。通过指示，应该注意，组件1被设计为被发动机短舱(在该图中未示出)环绕，并且应该注意，发动机底座4包括用于将这个组件1悬挂在飞机机翼下方的其他系列附件(未示出)。
在其余的描述中，依照惯例，X表示与涡轮喷气发动机2的纵向方向相当的发动机底座4的纵向方向，该方向X与该涡轮喷气发动机2的纵向中心线5平行。而且，Y表示相对于发动机底座4横向定向的且同样与涡轮喷气发动机2的横向方向相当的方向，而Z是垂直方向或高度方向，这三个方向X、Y、Z彼此相互垂直。
并且，相对于由涡轮喷气发动机2施加推力之后飞机的前进方向来考虑术语“前”和“后”，这个方向通过箭头7示意性地示出。
在图1中，可以看见仅仅示出了推力底座装置9、发动机附件6，8以及发动机底座4的刚性结构10。该发动机底座4的未示出的其他组成元件是与现有技术中可找到的并且对于本领域的技术人员来说已知的那些元件相同或相似的传统元件，诸如用以将刚性结构10安装在飞机机翼下方的装置，或在承载气动整流装置时确保分离并支撑不同系统的次级结构。因此，将不给出它们的详细描述，除了涉及到可以限定与本发明有关的特定发面的后部气动整流装置以外。
涡轮喷气发动机2在前部具有限定环形风扇管道(fan duct)14的大尺寸的风扇壳体(fan case)12，并且在后部包括封闭这个涡轮喷气发动机的芯部(core)的较小尺寸的中心壳体(central case)16。最后，中心壳体16向后延伸通过尺寸大于中心壳体16的排气壳体17。显然地，壳体12、16和17彼此相互固定。
如图1可见，多个发动机附件包括前部发动机附件6以及可能形成诸如现有技术中已知的两个后部半附件(semi-attachments)的后部发动机附件8。推力底座装置9是两个侧推力链接件(link)的形式(因为视图是侧视图，所以仅有一个链接件是可见的)，该链接件例如首先连接至风扇壳体12的后部并随后连接至均衡杆(evener bar)20，平衡杆20自身安装在刚性结构10上。
固定至刚性结构10的托架15并固定至风扇壳体12的前部发动机附件6是传统的设计，以使它可以保证只传输由涡轮喷气发动机2产生并沿方向Y和Z施加的那些载荷，而不传输沿方向X施加的那些载荷。通过指示，这个前部附件6优选进入到风扇壳体12的末端圆形(circumferential)部分中。
后部发动机附件8总体上位于排气壳体17与发动机底座的刚性结构10之间。如前所示，优选地将后部附件8设计成使得它能够传输由涡轮喷气发动机2产生的沿方向Y和Z的载荷，但是不传输沿方向X施加的载荷。
以这种方式，利用等静压型的安装系统11，通过推力底座装置9来实现沿方向X施加的载荷的传输，并通过前部附件6和后部附件8共同确保沿方向Y和Z施加的载荷的传输。
并且，沿方向X施加的力矩的传输通过附件8垂直地进行，沿方向Y施加的力矩的传输通过后部附件8结合附件6一起垂直地进行，并且沿方向Z施加的力矩的传输通过附件8结合附件6一起横向地进行。
依然参考图1，可以看见结构10首先具有沿方向X从这个结构10的一端延伸到另一端的箱体24，并且因此形成被称为结构的主箱体(main box)的转矩箱(torque box)。传统地，它由上翼梁26、下翼梁28、以及两个均沿方向X并且基本上沿着平面XZ延伸的侧镶板30(图1中仅有一个可见)形成。在这个箱体的内部，沿着平面YZ设置并且纵向分隔的横向翼肋32会增强箱体24的刚度。通过指示还应该注意，元件26、28以及30均可以一体形式制成(onepiece)，或者它们可以由连接区段(joining section)组装，这些连接区段可以可选地相互成微小的角度。
如可以在图1中清楚地看见的，优选地，下翼梁28在它的整个长度上是平坦的，它的平面基本上平行于平面XY或者略微与平面XY成一角度。
在发动机将被悬挂在机翼下方的这种情况中，进行设置以将结构组块34固定地安装在下翼梁28的外表面上，由于结构组块34的位置在箱体24下方，因此它被称为下部结构组块34。然而，应注意，在没有描述但是被本发明覆盖的情况下，即，其中发动机2安装在机翼3的上方，会将结构箱体固定地安装到箱体的上翼梁26上。
组块34具有用于后部附件8的固定界面36，该界面36因此位于包括了翼梁28的平面的下方，并且优选地沿着平面XY定向。如将继续进一步描述的那样，应该指明，该固定界面36用于与后部发动机附件8的附件主体相配合(cooperate)。
其中组块34沿方向Y的宽度小于箱体24的宽度的这个解决方案使得附件8相对于箱体24向下偏移，并且因此将发动机2从箱体上分隔开。
因此，作用于箱体24的热应力相对较低，使得能够用复合材料制造箱体，或者用能够在发动机底座4的总体重量方面产生益处的任何其他热敏材料来制造箱体。另一方面，由于邻近发动机2的原因而更多地暴露于热应力的组块34可以由金属材料制成，优选为钛。
参照图2，可以看见固定在下翼梁28下方的结构组块34总体上具有两个侧壁40，每个侧壁在它的上部均配备有沿着该同一翼梁28的平面定向的固定翼(securing fin)42，使得它可以接触该翼梁并且确保将组块34固定到箱体24上。在这方面，优选地，通过垂直于下翼梁28并沿穿过翼42的轴线44设置的多个拉力螺栓(tension bolt)和剪切销(未示出)来实现这种固定。这些固定装置有利地使得组块34与下翼梁28之间的热传导降低，通过在这两个元件24、34之间插入绝缘环或垫圈可以进一步降低这种传导。
并且，组块34包括一个或多个设置在两个侧壁40之间的横向翼肋46，其优选地沿平面YZ定向。
固定界面36由两个侧壁40的下部50限定，可选地，结合优选地为框架形式的翼肋46中的一个来限定。因此，在考虑之中的这个由侧壁40的两个下部50以及翼肋46的下部形成的固定界面36总体上形成了沿方向Y延伸的水平条带(strip)，后部发动机附件8的附件主体38优选地通过螺栓固定在该水平条带上。
该附件主体38是已知类型的并且它的设计基本上与之前在现有技术实施例中遇到的设计相同，在现有技术实施例中该主体直接安装在箱体的下翼梁28上。因此，该附件主体限定链接件(未示出)铰接在其上的马蹄钩52，其还用于铰接在固定于发动机的托架上。
此外，在侧壁40之间，优选地在附件主体38的前面还设置均衡杆20的固定托架54。该托架54支撑均衡杆20的枢轴56，均衡杆20自身利用两个推力链接件9在它的两个端部旋转。
最后，应该指出，这个组块34可以是次级刚性箱体的形式，并且可以结合固定于侧壁40的前封闭板与后封闭板(未示出)，分别封闭箱体的前部和后部。
参照图3，可以看见，发动机组件1还包括用于箱体24的热保护系统58，它为可能使用复合材料来制造该箱体做出了贡献。
总体上，这个系统58优选地包括在下翼梁28下方延伸的通风管道60，并且其优选地与下翼梁28平行。也被称为裙部(skirt)的管道60优选地具有基本上为矩形形式的横截面，其沿方向Y延伸的长度优选地大于箱体24的宽度。
管道60具有前端，该前端设置有位于邻近发动机的风扇部件与推力反向器部件之间的接合处的空气入口62，线64示意性地表示该接合处。因此，如图3可见，该空气入口62优选地设置在箱体24的下方、在接合处64的上游、以及在环形风扇管道(未示出)的出口处，以便将由该风扇管道输出的新鲜空气供应给空气入口62。
本发明的一个特别方面在于以下事实：通风管道60向后延伸超过后部发动机附件8，具体地，其用以增加保护系统58的效能。
为此目的，如图3可见，提供该管道60以使其纵向地穿过结构组块34，这由于组块34沿方向X的长度较短的原因而相对容易实现。
在前述的图3中，示出了气动整流装置中的一个配备发动机底座4，更具体地，该气动整流罩被称为“防护罩”或“后吊架整流装置”。设置在箱体24下方的该整流装置66完全位于相对于附件8的后方，并且通常从机翼3的后缘向后突出。因此，它不形成发动机底座的刚性结构的一部分，而是通过固定地安装在箱体24下方的支撑托架68连接至发动机底座，并相对于组块34朝向后部。以已知方式，整流装置66的靠下的前部基本上与发动机2的排气喷嘴70的上部相切。
在这个优选的实施例中，通风管道60被设置成延伸超过组块34，直到它进入整流装置66的内部为止，使得这个管道的出口端位于例如整流装置66的后部附近。
在示出了图1至3所示的优选实施例的替换实施例的图4中，可以看到，通风管道60没有进入整流装置66的内部，而是在组块34的下游具有弯曲，使得它能够沿支撑托架68向下延伸。提供另一个弯曲以使这个管道60的端部能够在整流装置66的靠下的前部与排气喷嘴70的上部之间穿过。因此，进行设置以使该管道60的出口71通向整流装置66的外壁，优选地，在整流装置66的外壁的侧部或下部上，以及喷嘴70的排气端72的下游。此外，通风管道60的出口/后端71优选地设置在整流装置66的外壁中形成的不连续/中断处，以便产生底部阻力效应并因此增加离开管道60的空气的抽吸，这显然使得能够获得较大的压力差以及能够增加热保护系统58的效能。
此外，前面已经提到出口71在整流装置66外壁处的特殊定位使得整流装置能够浸没在保护它免受发动机气流影响的空气隔间中，这有利地使由该整流装置66上的热发动机气流的影响而产生的阻力降低。
在图3和4所示的两种情况的每一种中，将通风管道60设计成定位在翼梁28的下方且远离它，以此形成次级通风通路74，该次级通风通路参与箱体24的冷却并因此直接与箱体24接触。该通路74优选被供以来自发动机2外部的入口的新鲜空气。
如图5可见，发动机短舱的两个推力反向器整流件76在它们的内侧壁78上各自带有纵向延伸并且靠在管道60的两侧的密封件80，该密封件80沿着平面XZ定向。因此，通路74基本上在其整个周界上被封闭和密封，特别是由于整流罩76的在箱体24的侧镶板30上的枢转界面。
因此，次级通风通路74形成所谓的“点火邻近区”，并且箱体24处于所谓的“非点火邻近区”中，在此区域中显然安全限制比较不苛刻。“点火区”位于管道60的下方，管道60可以可选地配备有例如
型(由Gehier生产)的对应于玻璃纤维与硅的混合物的热保护铺面(facing)82。如图5可见，该铺面82优选地设置在管道60的下方，即，在这个管道的下部与发动机2之间。
因为从通风管道60抽取的空气被用于产生推力，在该管道通向整流装置66内部的这种情况下，需要提供开口以用作该整流装置上的空气出口。参照图6a和图6b，可以看见用来形成吊架整流装置66的后部的第一方式，因此该整流装置在其后端部设置有所述空气出口86。
在这个实施例中，可以看见开口86连接于可控移动结构88，该可控移动结构88能够相对于它的位置调整整流装置66的气动形状。这种结构优选地为卵形或者相似的形状，当它占据被称为气动部署位置(aerodynamic deployed position)的后部位置时，这种形状从开口86突出以便它基本上处于整流装置66的侧铺面90a和90b的气动连续状态中，如图6a可见的。因此，例如利用连接于该结构88的致动装置96，在沿优选基本平行于方向X的方向92上可被平移引导的该结构88使得能够获得基本上连续的气动形状的整流装置66并且没有中断，这几乎不会产生阻力。通过指示，优选地，当阻力低时，在飞机快速行使的过程中采用这个气动位置，并且在管道60中产生的流动足够高以对箱体24提供令人满意的冷却。
在示出了处在被称为缩回抽吸位置的前部位置中的移动结构88的图6b中，可以看见，该结构88实际上相对于开口86完全收回了，因此开口86具有较大的截面，这特别暗示了不再保证整流装置66的侧铺面90a和90b的气动连续性。相反地，气动中断或不连续98a、98b出现在这两个铺面90a、90b中的每一个的后端，这造成了由卷过这些铺面90a、90b的外壁的空气所引起的底部阻力效应。因此，这些底部阻力效应保证了离开开口86的空气的加强的抽吸，从而对保护系统58的效能做出了贡献。
因此，优选地，在飞机的低速阶段过程中采用这种抽吸位置。在低速时，由中断98a、98b引起的阻力不再是不利的，并且它们造成的抽吸使得压力差增加，而在没有这些中断存在的情况下，由于飞机的低速压力差会较小。
现在参照图7，可以看见用来形成气动整流装置66的后部的第二方式，该整流装置在它的后端部也设置有用作空气出口86的开口。
在这个实施例中，可以看见，开口86与移动结构88结合，移动结构88不再是卵形形式，而是两个镶板100a、100b的形式，该两个镶板在它们的后端绕优选平行于方向Y的轴102铰接在一起，这些镶板100a、100b永久地从开口86突出。
在由实线表示的被称为气动配置位置的拉离位置(drawn-apart)中，两个镶板100a、100b具有靠在整流装置66的铺面90a、90b的后端的前端，使得它基本上处于铺面的气动连续状态中。因此，例如通过连接于该结构88的致动装置96，可在绕轴102的转动中被引导的该结构88使得能够获得基本连续气动形状的整流装置66，并且其中没有中断，这几乎不产生阻力。
在图7中由虚线表示的被称为缩回抽吸位置的拉合位置(drawn-together)中，可以看见，已经通过枢转被拉在一起的镶板100a、100b的两个前端分别与铺面90a、90b的后端隔开，这特别地暗示了开口86具有较大的截面，但更特别地是，这不再保证整流装置66的这些侧铺面90a和90b的气动连续性。相反地，不连续98a、98b出现在这两个铺面90a、90b中的每一个的后端与其位于更靠后位置的相联镶板100a、100b之间，这造成由卷过这些铺面90a、90b的外壁的空气而引起的底部阻力效应。
明显地，本领域的技术人员可以对仅作为非限制性实例描述的飞机发动机组件1进行各种修改。在这方面，特别应该表明，当发动机底座4已经出现在适于将底座安装在飞机机翼下方的构造中时，该发动机底座4也可具有使其能够被安装在该相同机翼的上方，甚至安装在飞机机身的后部处的不同构造。
Claims (15)
1.一种飞机发动机组件(1)，包括发动机(2)和用于所述发动机的底座(4)，所述发动机底座首先包括具有箱体(24)的刚性结构(10)，并且其次包括位于所述发动机与所述刚性结构(10)之间的安装系统(11)，所述安装系统包括后部发动机附件(8)，所述组件还设置有用于所述箱体(24)的热保护系统(58)，所述热保护系统包括在所述箱体(24)与所述发动机(2)之间延伸并形成热屏障的管道(60)，其特征在于，所述管道(60)向后延伸超过所述后部发动机附件(8)。
2.根据权利要求1所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述管道(60)是通风管道。
3.根据权利要求2所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述通风管道(60)具有通向所述发动机底座的后吊架整流装置(66)的外壁的后端(71)，所述后吊架整流装置(66)完全位于相对于所述后部发动机附件(8)的后方。
4.根据权利要求2所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述通风管道(60)具有通向到所述发动机底座的所述后吊架整流装置(66)内部的后端(71)，所述后吊架整流装置(66)完全位于相对于所述后部发动机附件(8)的后方。
5.根据权利要求4所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述后吊架整流装置(66)包括配备有可控移动结构(88)的空气出口开口(86)，所述可控移动结构可相对于其位置来改变所述整流装置(66)的气动形状。
6.根据权利要求5所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述移动结构(88)设置成穿过所述空气出口开口(86)。
7.根据前述权利要求中任一项所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述发动机底座(4)的所述刚性结构(10)还包括结构组块(34)，所述结构组块在所述箱体与所述发动机(2)之间固定地安装在所述箱体(24)上，所述结构组块(34)具有用于所述后部发动机附件(8)的固定界面(36)。
8.根据权利要求7所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述管道(60)穿过所述结构组块(34)。
9.根据前述权利要求1-6中任一项所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述管道(60)位于所述箱体(24)的下部结构元件(28)的下方并与其远离，从而与所述下部结构元件共同限定次级通风通路(74)。
10.根据权利要求8所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述管道(60)位于所述箱体(24)的下部结构元件(28)的下方并与其远离，从而与所述下部结构元件共同限定次级通风通路(74)。
11.根据权利要求9所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述次级通风通路(74)还由所述发动机的短舱的整流罩(76)横向地界定。
12.根据权利要求10所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述次级通风通路(74)还由所述发动机的短舱的整流罩(76)横向地界定。
13.根据权利要求11所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述管道(60)配备有热保护涂层(82)。
14.根据权利要求12所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述管道(60)配备有热保护涂层(82)。
15.一种飞机，其特征在于，所述飞机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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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| C14 | Grant of patent or utility model | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| ASS | Succession or assignment of patent right |
Owner name: AIRBUS OPERATIONS S.A.S. Free format text: FORMER OWNER: AIRBUS FRANCE Effective date: 20120116 |
|
| C41 | Transfer of patent application or patent right or utility model | ||
| TR01 | Transfer of patent right |
Effective date of registration: 20120116 Address after: Toulouse City, France Patentee after: Airbus Operations S.A.S. Address before: Toulouse City, France Patentee before: Airbus France |
|
| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee | ||
| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |
Granted publication date: 20091028 |