CN100554086C - 包括发动机以及用于发动机的挂架的飞机发动机组件 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种包括发动机和发动机挂架(4)的飞机发动机组件(1)，此组件还包括具有第二出口(122a)的热交换器系统(104)，第二出口(122a)位于箱体与发动机之间并且相对于后发动机附件(8)位于后部。而且，热交换器系统的第二出口(122a)被设置在连接至交换器(114)并穿过结构块体(34)的第二出口管道(124)上，结构块体(34)在箱体(24)与发动机(2)之间固定在这个箱体上。
Description
技术领域
本发明总体上涉及被设计成插入在飞机机翼和发动机之间的发动机挂架的领域，并且更具体地涉及包括这个挂架的发动机组件。
本发明可以用于任何类型的飞机，例如配备有涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机。
这个类型的挂架还被称为“EMS”(发动机机架结构，EngineMounting Structure)，例如可以用于将涡轮发动机悬挂在飞机机翼下方，或者用于将这个涡轮发动机安装在这个机翼上方。
背景技术
设计这个挂架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。它将由它的相关涡轮喷气发动机产生的力传递到这个飞机的结构上，并且它还能够实现发动机与飞机之间的燃料、电气、液压和空气系统的线路安排。
为了确保力的传递，挂架包括也被称为主结构的刚性结构，经常为“箱体”型的，换言之，由通过横向翼肋相互连接的上翼梁和下翼梁以及两个侧面板组装形成。
挂架还具有插入在涡轮喷气发动机与挂架的刚性结构之间的安装系统，这个系统总体上包括至少两个发动机附件(attache，或附着件)，通常为一个前附件和一个后附件。
进一步，安装系统包括用于承受由涡轮喷气发动机产生的推力的装置。在现有技术中，这个装置例如是两个侧向连杆的形式，这两个连杆首先连接至涡轮喷气发动机风扇罩(carter de soufflante，或风机壳体)的后部，随后连接至固定于发动机壳体的后发动机附件。
类似地，挂架还包括插入在这个挂架的刚性结构与飞机机翼之间的第二安装系统，这个第二安装系统通常包括两个或三个附件。
最后，挂架具有用于在支撑气动整流罩时分离并保持系统的副结构，其中下部后气动整流罩通常从机翼的后缘向后突出。
另外，发动机组件还具有热交换器系统。当这个热交换器是传统的类型时，换言之，是空气/空气类型时，它包括交换器，这个交换器上连接热空气入口、冷空气入口、用于连接至飞机机翼元件的第一出口，以及在后发动机附件的上游侧且在挂架的刚性结构的上方开通(déboucher，打开)的第二出口。第二出口的这个特别的布置具有多个缺点，例如，需要垂直穿过挂架的刚性结构的输出管道以将第二出口装在刚性结构的上方，这引发了明显的安全问题，以及关于难以接近(faible accessibilité，或较少接近)形成刚性结构的箱体的设计困难。
进一步，利用这种布置，相对热的空气从靠近飞机机翼的第二出口输出，这会显著地扰乱机翼处的气动流。因此，飞机性能会被这些干扰降低。
现有技术还包括在文件EP-A-0743434中描述的另一类型的发动机组件，其中第二交换器出口在发动机壳体与冷空气流的内部整流罩之间开通着(或打开)，且靠近压缩机组。然而，与交换器冷空气入口相通的靠近发动机前端的这个第二出口的具体位置使得不能充分利用从这个第二出口输出的流体。
发明内容
因此，本发明的目的是提供一种飞机发动机组件，至少部分克服了上述提及的关于根据现有技术实施例的缺点，并且还公开了具有至少一个这种发动机组件的飞机。
为此，本发明的目的是一种包括发动机和发动机挂架的飞机发动机组件，这个挂架一方面包括也被称为主结构的刚性结构，刚性结构包括具有诸如下翼梁的下部结构元件的箱体，并且另一方面包括插入在发动机与刚性结构之间的安装系统，这个安装系统尤其包括后发动机附件，所述组件还具有热交换器系统，此热交换器系统包括交换器，热交换器上连接热流体入口、冷空气入口、例如在热交换器是空气/空气类型时连接至飞机的机翼元件的第一出口，以及至少一个第二出口。第一出口与热流体入口相通，并且所述至少一个第二出口与冷空气入口相通。根据本发明，热交换器系统的每个第二出口均位于箱体与发动机之间，并且因此，当发动机被悬挂在飞机机翼下方时，前述每个第二出口均优选地在下翼梁型下部结构元件的下方，每个第二出口相对于后发动机附件布置在后面。并且，挂架的刚性结构还包括在箱体与发动机之间固定在箱体上的结构块体(bloc structural)，这个结构块体具有用于后发动机附件的连接界面，热交换器系统的所述第二出口设置在连接至交换器并穿过上述结构块体的第二出口管道上。
因此，因为第二空气出口在这个箱体的下部结构元件的下方，所以根据本发明的这个布置有利地不需要设置一个穿过挂架的刚性结构的箱体的第二出口管道，当将发动机设计成悬挂在机翼下面时，对于交换器也是这种情况。因此，提高了发动机组件的安全性以及热交换器系统组装的方便性。另外，具体针对本发明的第二出口的位置有利地意味着从这个出口输出的空气不再扰乱机翼处的气流。因此，与根据现有技术的实施例中遇到的性能相比，飞机的性能可以提高。
因此，还应该理解，第二出口超出后发动机附件在压力显著地高于这个发动机附件的上游侧的压力的这样一个水平处开通(或开通)。因此，由于在这个第二出口处存在强烈的抽吸，在交换器系统的冷空气入口与第二出口之间获得的压力差显著大于之前遇到的压力差，这显著地增加了穿过交换器系统的空气流量，并且因此提高了交换器系统的性能。
另外，考虑到第二出口位于后发动机附件的后面，就很容易使这个出口在发动机的喷射中开通，并且类似于使用从这个第二出口抽出的空气作为附加的推力发生器。
因此，挂架被制造成使挂架的刚性结构还包括在箱体与发动机之间安装固定在箱体上的结构块体，并且在将发动机设计成悬挂在飞机机翼下面时，结构块体优选地在箱体的下部结构元件的下面，这个结构块体由此被称为下部结构块体，它具有用于后发动机附件的连接界面。
因此，在发动机被设计成悬挂在飞机机翼下面的非限制性情况中，由于下部结构块体(bloc)，这个设计使得能够总体上使后发动机附件相对于箱体向下偏移，其中下部结构块体形成刚性结构的组成部分并且类似于阀杆或蹄块。与根据现有技术的实施例(其中刚性结构只包括箱体)比较，本发明中添加这个结构块体(bloc)具有多个优点，包括使悬挂在挂架上的发动机进一步远离这个箱体。因此，施加于箱体的热状态没有现有技术中的实施例中的那样严苛，在现有技术的实施例中，在后发动机附件的连接界面直接位于下翼梁型的下部结构元件上。因此，这种热状态的减轻使得能够考虑使用对热较不敏感的(moins sensible)材料以用于刚性箱体的制造，诸如玻璃纤维和/或灌注了树脂的碳纤维的复合材料。在这种情况中，有利地，整个挂架的质量有非常大的节省。
另外，本发明还允许从箱体的设计上分离出结构块体的设计，主要由传递来自后发动机附件的力的需要而决定，箱体的尺寸主要根据它支撑的机翼界面来确定。这个特别的特征表明，结构块体的宽度可以小于箱体的宽度，对于气动性能提供了相当的优势，因为窄的结构块体位于副气流的流动区域中，而不是较宽的箱体的下部位于副气流的流动区域中。因此，在后发动机附件处的气动扰动比先前(先前技术实施例中)存在的那些扰动低很多。
另外，显然应该理解，因为可以通过添加固定在箱体上的下部结构块体来完全地确保靠近发动机壳体这个功能，所以箱体的几何形状不再受靠近发动机壳体的需要的影响。因此，具体地通过提供从刚性结构的一端到另一端的平面下部结构表面，可以显著简化这个箱体的几何形状以及它的制造。它的质量由此减轻并且被极好地优化，因为箱体的下部有利地不再需要大宽度的凹处，专门设计此凹处用于接近发动机壳体。
最后，应注意，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的结构块体使得可以将管道或类似元件穿过这个下部结构块体而容易地使其通过。因此，这个特征提供给挂架设备使得可以更容易地接近刚性结构的后部的方便性，在现有技术中这要求穿过箱体，而接近箱体是相对棘手的。这个特征对于热交换器系统特别有用，对于此热交换器系统，第二出口设置在连接于交换器并穿过结构块体的第二出口管道上，这个解决方案形成了相对简单的方式来将这个第二出口设置到由这个前述结构块体支撑的后发动机附件的下游侧。
优选地，第二出口在挂架的后气动整流罩的外壁处开通，这个后气动整流罩相对于后发动机附件完全位于后方。
从气动的观点来看，这个构造极其有益。上述整流罩(也被称为“防护罩”或“后挂架整流罩”并且通常从机翼的后缘向后突出)通常受到发动机喷射的影响，发动机的喷射造成通常对性能造成相对明显不利的不可忽视的阻力。因此，这个第二出口在整流罩的外壁处开通的事实意味着整流罩被能够保护整流罩免受发动机喷射流影响的气流围绕。因此，由热喷射流对下部后整流罩的降低的影响而产生的阻力很大程度地小于现有技术实施例中发生的阻力，这对性能产生有益的结果。
在这个方面中，为了同时增大由从第二出口输出的空气产生的推力，提高热交换器系统的性能，并增强对后气动整流罩的保护以承受发动机喷射(流)的影响，这个第二出口优选地设置在整流罩的断口/底部(culot)处，以增大负压并因此进一步增大压力差。
上述解决方案的一个替换方案可以是布置交换器系统的第二出口在挂架的后气动整流罩的内部开通。在这种情况中，能够提供在这个整流罩后部的空气出口开口以抽出空气，这个开口能够可选地连接至可控移动结构，此移动结构可以根据它的位置调整所述整流罩的气动外形。利用其中移动结构优选地穿过开口放置的这种布置，移动结构的控制可以减少/增加来自设置在这个整流罩上的开口输出的空气的吸入，这取决于整流罩是否是限定了一个或几个被设计来引起底部阻力以产生大量的空气吸入的断层(décrochement)的构造，或者是限定了基本连续且没有断层的气动外形以引起尽可能小的阻力的构造。
可替换地，还是在交换器系统的第二出口在后气动整流罩的内部开通的情况中，后气动整流罩能够具有可控移动结构，此可控移动结构包括两个在它们的前端分别铰接在两个对应的整流罩侧部蒙皮上的板，每个板随之被设计成封闭/开放形成在它的相关的整流罩侧部蒙皮中的开口。
还可以提供两个第二出口，一个开口在挂架的后气动整流罩的外壁处开通，而另一个开口在这个整流罩的内部开通，交替或同时使用这两个出口以用于空气的喷射。
还是优选地，在连接至交换器并穿过刚性结构的箱体的第一出口管道上提供热交换器系统的第一出口。这个布置完全适合于热交换器是空气/空气类型的情况，并且第一出口被设计成连接至飞机的机翼元件。然而，应该注意，本发明还覆盖其它情况，在这些情况中，经过热交换器系统并且从第一出口输出的流体旨在被发动机、发动机壳体或挂架的刚性结构使用，而不是被机翼和/或机身使用。
在这个方面中，还应该注意，流体/空气型热交换器系统是这样的：穿过热流体入口和第一出口的流体选自包括空气、油和燃料的组。
一般地，交换器位于箱体与发动机之间，相对于后附件位于前部。
最后，优选地，每个第二出口位于箱体与发动机之间，邻近发动机排气喷嘴或在它的下游侧。
本发明的另一个目的是包括至少一个如上所述的发动机组件飞机。
通过阅读如下给出的非限制性详细描述，本发明的其它优点和特征将会变得很清楚。
附图说明
这个描述将会参照附图进行，其中：
图1示出了根据本发明优选实施例的飞机发动机组件的侧视图，为了清楚起见，特意省去了箱体(caisson，或盒体)的热交换器系统；
图2示出了下部结构块体的放大透视图，此下部结构块体属于图1中所示的发动机组件的挂架的刚性结构；
图3示出了图1中组件的局部透视图，其中示出了热交换系统；
图4示出了飞机发动机组件的侧视图，该组件是图1至3中所示的优选实施例的替换实施例；
图5a和5b示出了属于图3中所示组件的挂架的后气动整流罩的后面部分的俯视图，更具体地示出了能够减小/增大来自整流罩的出口处的空气吸入的可控移动结构；
图6示出了与图5a和5b中所示的视图类似的视图，可控移动结构以替换实施例的形式示出；
图7a示出了与图4中所示的视图类似的视图，其中后气动整流罩配备有另一替换实施例的可控移动结构；以及
图7b示出了沿图7a中的线VII-VII截取的截面图。
具体实施方式
图1示出了被设计成固定在这个飞机的机翼3的下面的飞机发动机组件1，这个组件1具有挂架4，并且是本发明的优选实施例的形式。
总体上，发动机组件1包括发动机例如涡轮喷气发动机2和挂架4，具体地，挂架具有刚性结构10和安装系统11，安装系统11包括多个发动机附件6，8以及用于承受(reprendre)由涡轮喷气发动机2产生的推力的装置9，因此安装系统11插入在发动机与上述刚性结构10之间。值得注意，组件1被发动机舱(在这个图中未示出)包围，并且挂架4包括另一系列附件(未示出)以保证将这个组件1悬挂在飞机机翼下面。
在随后的全部描述中，按照惯例，X表示挂架4的纵向方向，此方向也被认为是与涡轮喷气发动机2的纵向方向相同的，这个X方向平行于这个涡轮喷气发动机2的纵轴线5。进一步，挂架4的横向方向被称为Y方向并且也可以认为是与涡轮喷气发动机2的横向方向相同的，并且Z是垂直方向或高度方向，这三个X，Y和Z方向彼此垂直。
另外，应该相对于作为由涡轮喷气发动机2施加的推力的结果而发生的飞机的运动方向来考虑术语“前”和“后”，这个运动方向通过箭头7示意性地示出。
在图1中，可以看见仅仅示出了力承受装置9、发动机附件(attache)6，8以及挂架4的刚性结构10。这个挂架4的没有示出的其它组成部分是与在现有技术中遇到的并且本领域技术人员已知的那些元件相同或相似的传统的元件，诸如连接在飞机机翼下面的刚性结构10的附着装置，或者在支撑气动整流罩时确保系统的分离和保持的副结构。因此，除了可能具有与本发明相关的具体特征的下部后气动整流罩之外，不会对它们进行详细描述。
涡轮喷气发动机2在前端处具有界定环形风扇管道14的大尺寸的风扇罩12，并且包括朝向后部且包围这个涡轮喷气发动机的芯体的较小的中心罩16。最后，中心罩16朝向向后的方向延长到体积大于中心罩16的排气罩(或喷射壳体)17。显然，罩12，16和17彼此固定。
如图1可见，多个发动机附件包括前发动机附件6和后发动机附件8，像现有技术中已知的那样，后发动机附件8可选地形成两个后部半附件(demi-attache)。推力承受装置9例如可以是两个侧部连杆的形式(因为本图是侧视图，所以在图中仅有一个可见)，它首先连接至风扇罩12的后部，随后连接至安装在刚性结构10上的平衡杆(palonnier，或分布梁)20。
固定在刚性结构10的配件15上以及在风扇罩12上的前发动机附件6传统地设计成使它仅能够承受由涡轮喷气发动机2产生的沿Y和Z方向的力，因此不承受沿X方向施加的力。应该指出，这个前附件6优选地进入(穿入)到风扇罩12的圆周端部。
后发动机附件8总体上插入在排气罩17与挂架的刚性结构10之间。如上所述，优选地将后发动机附件8设计成使得它能够承受由涡轮喷气发动机2产生的沿Y和Z方向的力，而不承受沿X方向施加的力。
因此，在这个静定的(isostatique，均衡的)安装系统11中，沿X方向施加的力通过装置9承受，沿Y和Z方向施加的力通过前附件6和后附件8联合地承受。
此外，利用附件8垂直地承受沿X方向施加的力矩，利用后附件8并联合附件6来垂直地承受沿Y方向施加的力矩，并通过附件8并联合附件6来横向地承受沿Z方向施加的力矩。
仍然参照图1，可以看见结构10首先具有沿X方向从这个结构10的一端延伸到另一端的箱体24，并因此形成被称为结构的主箱体的抗扭盒(caisson de torsion)。传统地，它由上翼梁26和下翼梁28，以及都沿着X方向且基本在XZ平面中延伸的两个侧面板30(图1中仅有一个可见)形成。在这个箱体的内部，沿着YZ平面布置且以纵向间隔布置的横向翼肋32增强了箱体24的刚性。应该注意，元件26，28和30每一个均可以制成单个工件，或者通过拼接区段的组装形成，拼接区段相对于彼此可选地可以略微倾斜。
优选地，如图1清楚地示出，下翼梁28在它的整个长度上是平面，这个平面近似平行于XY平面或者相对于XY平面略微倾斜。
在发动机被设计成悬挂在机翼下面的情况中，将结构块体34(由于它的位置在箱体24的下面而被称为下部结构块体34)固定在下翼梁28的外表面上。然而，应该注意，在没有描述但是被本发明涵盖的情况中，其中发动机2安装在机翼3上方，将结构块体固定到箱体的上翼梁26上。
结构块体34具有后附件8的连接界面(interface de fixation，或连接接口)36，因此这个界面36位于翼梁28所在的平面之下，并且优选地沿XY平面定向。如随后将会描述的，应注意这个连接界面36被设计成与后发动机附件8的附件主体配合。
因此，这个块体34沿Y方向的宽度小于箱体24的宽度的解决方案使得能够相对于箱体24向下偏移附件，并且因此能够使发动机2进一步远离箱体。
因此作用于箱体24的热应力相对较低，因此就有可能由复合材料或对热敏感的任何其它能够导致挂架4整体质量节省的材料来制成箱体24。另一方面，由于块体34靠近发动机2从而更多地暴露于这些热应力，块体34可以由金属材料制成，优选地为钛。
现在参照图2，此图示出固定在下翼梁28下面的结构块体34整体上具有两个侧面40，每个侧面在上部具有在这个翼梁28的平面中定向的连接翼片42，以便与翼梁28接触并将块体34连接至箱体24上。在这个方面中，优选地使用多个沿着穿过翼片42的轴线44垂直于下翼梁28布置的拉力螺栓和剪切销(未示出)来实现这个连接。这些连接元件可以有利地减少块体34与下翼梁28之间的热传导，甚至可以通过在这两个元件24，34之间插入绝缘环或垫圈来进一步地减小这种传导。
进一步，块体34还包括布置在两个侧面40之间并且优选地沿YZ平面定向的一个或几个横向翼肋46。
通过两个侧面40的下部50，并可能结合优选地为框架形式的翼肋46中的一个来限定连接界面36。因此，由侧面40的两个下部50以及由所述的翼肋46的下部形成的这个连接界面36总体上形成一个水平条带，此水平条带沿Y方向延伸，后发动机附件8的附件主体38优选地由螺栓固定到此水平条带上。
这个附件主体38是已知的类型，并且其设计与先前在这个主体直接安装到箱体下翼梁28上的实施例中使用的附件主体相同。该附件主体限定了马蹄钩52，钩环(未示出)铰接在马蹄钩52上，并且钩环还被设计成铰接到固定于发动机的配件(ferrure)上。
进一步地，还在两个侧面40之间布置平衡杆20的连接配件54，优选地相对于附件主体38在前方布置。这个配件54具有平衡杆20的枢轴56，枢轴56自身在它的两个端部与两个推力承受连杆9铰接。
最后，应注意，这个块体34可以是副刚性箱体的形式，并且可以包括在前端与后端分别封闭这个箱体，并固定至侧面40的前封闭板和后封闭板(未示出)。
图3示出了发动机组件1还包括热交换器系统104，热交换器系统104总体上包括冷空气入口106和热空气入口108，冷空气入口106优选地布置在箱体24下面，并位于风扇部件与发动机舱的推力倒转部件之间的接合处的上游(未示出)，并且更明确地，冷空气入口106位于环形风扇管道的出口处以使它会吸入来自这个管道的冷空气。热空气入口108直接连接至发动机的中心罩(未示出)。分别在冷空气管道110和热空气管道112的前端提供冷空气入口106和热空气入口108，这两个入口都通过它们的另一端连接至位于箱体24与发动机2之间且在后附件8与结构块体34的上游的热交换器114。应该注意，交换器114可以采用本领域技术人员已知的任何设计。
此外，系统104包括被设计成连接至机翼的第一出口116，以执行除霜(或除冰)功能以及机舱空气调节功能等。在第一出口管道120的端部处布置这个出口116，第一出口管道120的另一端连接至交换器114。为了能够连接机翼，将这个管道120设置成穿过箱体24，优选地，如图3中可见的那样垂直地穿过箱体24。
最后，交换器系统104配备有布置在第二出口管道124的端部处的第二出口122a，第二出口管道124的另一端还连接至热交换器114。在这个方面中，应注意，第一出口与热空气入口相通，而第二出口与冷空气入口相通。
图3还示出了用于箱体24的热保护系统58，总体上包括在下翼梁28下面延伸且优选地为通风的管道60。然而，这个热保护系统58不形成本发明的一部分并且因此不会在下文中描述。
本发明的具体特征之一在于以下事实：在发动机悬挂在飞机机翼下方的情况中，第二出口122a位于附件8的后侧并在箱体24的翼梁28下面。为此，如图3中所示，使这个管道124沿纵向方向穿过结构块体34，由于块体34沿X方向的长度短，这相对容易实现。
前述的图3示出了安装在挂架4上的气动整流罩中的一个，更具体地，此整流罩被称为后气动整流罩，或下部后气动整流罩，或防护罩，或后挂架整流罩而为人所知。这个优选地布置在箱体24下面的整流罩66完全位于附件8的后面，并且通常沿向后的方向朝向机翼3后缘突出。因此，它不是挂架的刚性结构的一部分，而是通过固定地安装在箱体24下面的、在块体34的后方的支撑配件68连接至挂架的刚性结构。整流罩66的靠下的前部以已知的方式近似地与发动机2的排气喷嘴的上部相切。
在这个优选实施例中，管道124是这样的：它延伸超过块体34以穿入整流罩66的内部，以使这个管道的第二出口122a的位置(例如)靠近整流罩66的前部。为此，在进入到整流罩66中之前，管道124穿过支撑这个相同的整流罩的配件68。
图4示出了上述优选实施例的替换形式，其中显示出第二出口管道124没有进入整流罩66的内部，而是在块体34的下游具有弧度或弯曲，从而使得第二出口管道124沿着支撑配件68向下延伸。
提供另一个弯曲或另一个弧度以使这个管道124的端部可以在整流罩66的靠下的前部与排气喷嘴70的上部之间通过。因此，布置第二出口122b在整流罩66的外壁处开通(或打开)，优选地在它的侧面或下部并且在喷嘴70的喷射端72的下游开通。进一步，优选地将第二出口122b布置在形成在整流罩66的外壁上的断口/断层(未示出)，以生成底部阻力(effet de cubot)并因此加强从管道124输出的空气的负压，这显然为获得高的压力差和增加热交换器系统104的性能做出了贡献。
还应该注意，在整流罩66的外壁处的第二出口122b的特殊位置保证整流罩进入保护它远离发动机喷射流的空气气流中，这有利地减小了由热喷射对这个整流罩66的影响而引起的阻力。
因为从第二出口管道124抽出的空气有利地用以产生推力，所以上述的第二出口122a在整流罩内部开通的情况要求在整流罩上存在空气出口开口。
图5a和5b示出了形成气动整流罩66的后部的第一种方式，气动整流罩66具有位于它的后端部中的所述空气出口开口86。
在这个实施例中，可以看见开口86接合于可控移动结构88，可控移动结构88根据它的位置可以调整整流罩66的气动外形。这个结构88优选地是尖穹窿的形状或类似形状，当这个结构88占据也被称为气动展开位置的后部位置时，它从开口86突出从而基本上位于整流罩66的侧部蒙皮90a，90b的气动延伸部中，如在图5a中可见。例如通过与其连接的驱动装置96，这个结构88在优选地基本平行于X方向的方向92上的平移是可控制的，该结构使得能够获得基本连续没有断层(décrochement)的气动外形的整流罩66，这产生较低的阻力。优选地，将会在飞机的高速阶段中采用这个气动位置。
图5b示出了处在前部位置(也被称为缩回吸入位置)中的移动结构88，显示出这个结构88几乎完全从开口86缩回，开口86由此具有更大的横截面，特别地，这表明不再确保整流罩66的侧部蒙皮90a，90b的气动延伸部了。另一方面，在这两个蒙皮90a，90b的每一个的后端处出现了气动断层或断口98a，98b，这产生了由这些蒙皮90a，90b的外表面上方的空气气流引起的底部阻力。这些底部阻力增加了从开口86输出的空气的吸入，因此提高了保护系统58的功效。
因此，在飞机低速阶段优选地采用这个吸入位置。在低速时，由断层98a，98b引起的阻力不很严重，并且由它们引起的吸入可以增加压力差，在没有这些断层存在时，由于飞机速度较低，压力差会较低。
图6示出了形成气动整流罩66的后部的第二种方式，气动整流罩66也具有位于它的后端部中的空气出口开口86。
在这个实施例中，可以看见，开口86接合于不再是尖穹窿形的移动结构88，而是在它们的后端沿优选地平行于Y方向的轴线102彼此铰接的两个板100a，100b，这些板100a，100b永久地从开口86突出。
在以实线示出的张开位置(被称为气动展开位置)中，两个板100a，100b具有倚靠在整流罩66的蒙皮90a，90b的后端上的前端，以便这两个板100a，100b基本上位于这些蒙皮的气动延伸部。因此，例如通过连接至结构88的致动装置96，可以控制这个结构88绕轴线102的转动，因此，这个结构88可以用以获得基本连续没有断层的气动外形的整流罩66，这产生较低的阻力。
在图6中以虚线示出的被称为缩回吸入位置的靠近位置中，可以看见通过旋转而靠近在一起的板100a，100b的两个前端离蒙皮90a，90b的对应的后端非常远，特别地表明开口86具有更大的截面，但是尤其表明不再确保整流罩66的这些侧部蒙皮90a，90b的气动延伸部。相反地，在这两个蒙皮90a，90b的每一个的后端与它的更靠后的相关板100a，100b之间出现了气动断层或断口98a，98b，这就产生了由在这些蒙皮90a，90b的外表面的上方的空气气流引起的底部阻力。
与刚刚描述的两个替换实施例的使用相关的一个优点是可以根据移动结构88的位置得到一个可变截面的开口86。能够通过改变整流罩开口的截面来调节从第二出口输出的空气量可以省去针对这个目的而设置的阀，在先前技术中，这个阀放置在交换器系统的上游。
现在参照图7a和7b，这两幅图示出了在气动整流罩外喷射空气的第三种方式，其中气动整流罩66在它的后端部不具有出口开口，而是具有位于整流罩66的两侧上(位于这个整流罩的两个侧部蒙皮90a，90b上)的两个开口105a，105b。这些开口105a，105b可以沿X方向位于整流罩66的中心区域或是靠近此中心区域。
在这个实施例中，可以看见移动结构88总体上是两个侧板/侧翼101a，101b的形式，每个侧板/侧翼在它的前端处分别沿着优选地平行于Z方向的轴线103a和103b铰接在整流罩66的侧部蒙皮90a，90b上。
在以实线示出的被称为气动位置的向下折叠(rabattu)位置中，两个板101a，101b具有倚靠整流罩66的蒙皮90a，90b的后端，从而基本上位于这些蒙皮的气动延伸部。因此，例如可以通过连接至这个结构88的致动装置(未示出)控制此结构88的转动，这个结构88可以提供基本连续没有断层的气动外形的整流罩66，这产生较低的阻力。因此，在这个向下折叠的位置中，侧板101a，101b的每一个封闭它的在涉及整流罩的侧部蒙皮90a，90b中形成的相关开口105a，105b。
在图7b中以虚线表示的被称为空气排放位置的展开(déployée)位置中，可以看见，已经通过沿轴线103a，103b旋转张开的两个板101a，101b的后端分别移动远离蒙皮90a，90b，尤其表明整流罩66的这些侧部蒙皮90a和90b的气动延伸部不再保持了，而特别地，位于整流罩66中的空气可以通过产生在蒙皮90a，90b与侧板101a，101b的后端之间的自由空间流出。侧板/侧翼101a，101b之间的分离因此开放了上述开口105a，105b，从而可以在侧板/侧翼101a，101展开时自然地引起有利的吸入效应。
特别地，当决定共同使用如图7a中示意地示出的两个出口122a和122b时，则选择这个侧板/侧翼101a，101b的解决方案。
可以使用一个适合的系统(未示出)以使通过出口122a或通过出口122b，或同时通过这两个出口的空气排放优先。在这个方面中，应该注意，出口122a将优选地用在故障情况中以及用于高流量(低飞机速度)，而出口122b将优选地用在巡航中或用于低流量(高飞机速度)。
显然，本领域的技术人员可以对刚刚仅作为非限制性实例而描述的飞机发动机组件1进行各种修改。在这个方面中，尤其应该提到，尽管挂架4已经以适合的构造呈现以用于将它悬挂在飞机机翼下面，但是这个挂架4还可以以不同的构造呈现以使它可以安装在这个机翼上方。
进一步，用在本发明中的热交换器系统可以是除了空气/空气类型以外的任何类型，即，燃料/空气类型或燃油/空气类型，不超出本发明的范围。
Claims (16)
1.一种飞机发动机组件(1)，包括发动机(2)和发动机挂架(4)，所述挂架一方面包括由箱体(24)构成的刚性结构(10)，另一方面包括插入在所述发动机(2)与所述刚性结构(10)之间的安装系统(11)，所述安装系统(11)包括后发动机附件(8)，所述组件还具有包括交换器(114)的热交换器系统(104)，热流体入口(108)、冷空气入口(106)、与所述热流体入口(108)相通的第一出口(116)、以及与所述冷空气入口(106)相通的至少一个第二出口(122a，122b)连接至所述交换器(114)，所述热交换器系统(104)的所述第二出口(122a，122b)中的每一个均位于所述箱体(24)与所述发动机(2)之间，其特征在于，
所述第二出口(122a，122b)中的每一个位于所述后发动机附件(8)的后面；以及
所述挂架(4)的所述刚性结构(10)还包括在所述箱体(24)与所述发动机(2)之间固定在所述箱体上的结构块体(34)，这个结构块体(34)具有所述后发动机附件(8)的连接界面(36)，所述热交换器系统(104)的所述第二出口(122a，122b)设置在连接至所述交换器(114)并穿过所述结构块体(34)的第二出口管道(124)上。
2.根据权利要求1所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述第二出口(122b)在所述挂架(4)的后气动整流罩(66)的外壁处开通，所述后气动整流罩(66)整个位于所述后发动机附件(8)的后面。
3.根据权利要求1所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述第二出口(122a)在所述挂架(4)的后气动整流罩(66)内部开通，所述后气动整流罩(66)整个位于所述后发动机附件(8)的后面。
4.根据权利要求3所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述后气动整流罩(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(88)可以根据它的位置调整所述整流罩(66)的气动外形。
5.根据权利要求4所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述移动结构(88)被放置成穿过所述空气出口开口(86)。
6.根据权利要求3所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述后气动整流罩(66)具有包括两个侧板(101a，101b)的可控移动结构(88)，所述两个侧板(101a，101b)在它们的前端铰接在所述整流罩(66)的两个对应的侧部蒙皮(90a，90b)上，每个所述板(101a，101b)被设计成使形成在所述整流罩(66)的相关侧部蒙皮(90a，90b)中的开口(105a，105b)封闭/开放。
7.根据权利要求1所述的发动机组件(1)，其特征在于，提供两个第二出口(122a，122b)，一个出口(122b)在所述挂架(4)的后气动整流罩(66)的外壁处开通，所述后气动整流罩(66)整个位于所述后发动机附件(8)的后面，以及另一个出口(122a)在所述挂架(4)的所述后气动整流罩(66)内部开通。
8.根据前述权利要求中的任一项所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述热交换器系统(104)的所述第一出口(116)被设置在连接至所述交换器(114)并穿过所述刚性结构(10)的所述箱体(24)的第一出口管道(120)上。
9.根据权利要求8所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述第一出口(116)被设计成连接到飞机的机翼元件(3)上。
10.根据权利要求1-7中的任一项所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述交换器(114)位于所述箱体(24)与所述发动机(2)之间，且相对于所述后附件(8)位于前部。
11.根据权利要求9中所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述交换器(114)位于所述箱体(24)与所述发动机(2)之间，且相对于所述后附件(8)位于前部。
12.根据权利要求1-7中的任一项所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述热交换器系统(104)是流体/空气类型的，所述流体经过所述热流体入口(108)和所述第一出口(116)，并且所述流体选自由空气、燃油以及燃料构成的组。
13.根据权利要求9所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述热交换器系统(104)是流体/空气类型的，所述流体经过所述热流体入口(108)和所述第一出口(116)，并且所述流体选自由空气、燃油以及燃料构成的组。
14.根据权利要求1-7中的任一项所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述第二出口(122a，122b)中的每一个均位于所述箱体(24)与所述发动机(2)之间，并邻近发动机排气喷嘴(70)或位于发动机排气喷嘴(70)的下游侧。
15.根据权利要求9所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述第二出口(122a，122b)中的每一个均位于所述箱体(24)与所述发动机(2)之间，并邻近发动机排气喷嘴(70)或位于发动机排气喷嘴(70)的下游侧。
16.一种飞机，其特征在于，它包括至少一个根据前述权利要求中的任一项所述的发动机组件(1)。
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