CN101300172A - 将涡轮喷气发动机固定在飞行器的固定柱上的前连接装置 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及能够接受涡轮喷气发动机推力的将涡轮发动机(1)固定在飞行器固定柱(3)上的前连接装置(100)，其特征在于，该装置包括上装配件(101)和下装配件(102)，接受推力的矢量(V)沿涡轮喷气发动机的轴线(A)延伸并且把涡轮喷气发动机的推力传递给固定柱，该矢量(V)由过第一固定点(103，108)的第一矢量(V1、V’1)的收敛点(C1)和过第二固定点(109，110，111)的第二矢量(V2、V’2)的收敛点(C2)产生。所述第一固定点将上装配件连接到下装配件，所述第二固定点将下装配件连接到涡轮喷气发动机。
Description
本发明涉及将涡轮喷气发动机连接到飞行器的固定柱的连接装置。更具体地，本发明涉及能够接受飞行器涡轮喷气发动机承受的推力的前连接装置。
涡轮喷气发动机可以通过作为所述飞行器结构的一部分的固定柱安装在飞行器的不同位置。例如，涡轮喷气发动机可以通过这样的固定柱联接在飞行器机翼的下表面上，或者侧向固定在机身上，或者安装在飞行器后部的后垂直尾翼处。连接固定柱和涡轮喷气发动机的联接部件的作用是保证涡轮喷气发动机与飞行器结构之间的机械力传递。
通过联接部件传递给飞行器结构的力主要是涡轮喷气发动机的与涡轮喷气发动机的轴线平行延伸的推力，尤其是由涡轮喷气发动机和飞行器整体受到的阵风产生的侧向力，以及所述涡轮喷气发动机的质量产生的垂直力。另外，联接部件应吸收涡轮喷气发动机的变形，例如由于飞行器不同飞行阶段的热膨胀或收缩产生的尺寸变化导致的变形。
涡轮喷气发动机在飞行器固定柱上的联接部件一般包括前连接装置和后连接装置。
人们尤其了解通过前连接装置和后连接装置将涡轮喷气发动机的中央机壳固定在固定柱上的联接部件。在这种情况下，前连接装置接受涡轮喷气发动机的推力以及侧向力和垂直力。后连接装置接受侧向力和垂直力。
其它联接部件包括位于固定柱与涡轮风扇机壳之间的接受侧向力和垂直力的前连接装置，和位于固定柱与中央机壳之间的接受推力、侧向力和垂直力的后连接装置。这样，通过两个连接后连接装置和中央机壳的前部的长连杆接受推力。
由于涡轮喷气发动机的推力，更确切地说，由于连接部件和固定柱接受所述推力，所述涡轮喷气发动机承受很大的挠曲，这有降低涡轮喷气发动机寿命的趋势。
本发明中力求提供一种将涡轮喷气发动机连接到固定柱上的装置，该装置能够接受涡轮喷气发动机的推力，并把推力传递给固定柱，不使涡轮喷气发动机承受很大的挠曲力。
为此，本发明提出一种连接固定柱和涡轮喷气发动机的涡轮风扇机壳的前连接机构，该机构接受推力的矢量直接与涡轮喷气发动机的轴线重合，该矢量由所述连接机构与涡轮喷气发动机之间的各个连接点产生。根据本发明的前连接机构包括位于涡轮喷气发动机的前连接机构主部件之下的中间部件。中间部件通过第一连接系统与主部件连接，该第一连接系统的收敛点位于涡轮喷气发动机的轴线上。中间部件另外通过第二连接系统与涡轮喷气发动机连接，该第二连接系统的收敛点也位于发动机的轴线上，但在第一连接系统收敛点上游。根据本发明的前连接机构所起的作用犹如发动机的推力在所述前连接机构的连接系统的两个收敛点之间传递，即沿涡轮喷气发动机的轴线传递，因此所述涡轮喷气发动机不产生任何挠曲，力矩自然完全被固定柱承受。连接中间部件和涡轮喷气发动机的第二连接系统例如包括后部横梁和前部连杆系统。前、后是相对于装有该涡轮喷气发动机的飞行器的前进方向而言的。由于将中间部件一方面与涡轮喷气发动机连接另一方面与前连接机构的主部件连接的连杆系统和所述横梁，根据本发明的中间部件具有允许沿涡轮喷气发动机的轴线传递推力的特殊的运动学特性。对根据本发明的前连接机构的几何形状进行了研究，使不同固定点的合力与涡轮喷气发动机的轴线重合，以便使所述涡轮喷气发动机不承受任何挠应力。
因此本发明的目标是将涡轮喷气发动机连接到飞行器固定柱上、适合接受涡轮喷气发动机的推力的前连接装置，其特征在于，该前连接装置包括上装配件、下装配件、使上装配件与下装配件连接的第一固定点和使下装配件与涡轮喷气发动机连接的第二固定点，接受推力的矢量沿涡轮喷气发动机的轴线延伸，该矢量由过第一固定点的第一矢量的收敛点和过第二固定点的第二矢量的收敛点产生，把涡轮喷气发动机的推力传递给固定柱。
固定点是指可以在一个精确的点使一个部件与另一个部件连接的点状连接装置。
根据本发明的前连接装置的特定实施例，所述装置可以包括以下附加特征的全部或部分：
-第一矢量的收敛点位于涡轮喷气发动机的轴线上；
-第二矢量的收敛点位于涡轮喷气发动机的轴线上；
-第一矢量的收敛点位于第二矢量的收敛点的下游；
-前连接装置包括带有至少一个第一前连杆和至少一个第一后连杆的第一连接件，以便通过两个第一固定点连接上装配件和下装配件；
-前连接装置包括带有至少一个第二前连杆和至少两个第二后连杆的第二连接件，以便通过三个第二固定点使下装配件与涡轮喷气发动机的涡轮风扇机壳连接；
-所述两个第二后连杆通过横梁安装在所述下装配件上；
-上装配件也与涡轮喷气发动机的涡轮风扇机壳连接。
阅读下面的描述并参照附图可更好地了解本发明。附图如下：
-图1：根据本发明的前连接装置的侧视示意图；
-图2：根据本发明的连接装置的后视示意图；
-图3A、3B、3C：飞行器的固定柱、根据本发明的连接装置和涡轮喷气发动机之间的连接的示意图。
图1、2表示与涡轮喷气发动机1的涡轮风扇机壳2连接的固定柱3。固定柱3通过根据本发明的前连接装置100与所述涡轮风扇机壳2连接。
前连接装置100包括上装配件101，下装配件102位于上装配件101的下面。上装配件101以传统的方式一方面固定在固定柱3上，另一方面固定在涡轮风扇机壳2的后结构体4上。更确切地说，上装配件101安装在位于所述上装配件101之上的固定柱3上。上装配件101与涡轮风扇机壳2的后结构体4的中心部分6之间的连接通过两个连杆5保证(图1中只能看见一个)。涡轮风扇机壳2的后部4的形状为沿涡轮喷气发动机圆柱形部分的上部轮廓的半圆形。涡轮风扇机壳2的后部4的形状基本为倒U形，U形的底形成中心部分6，U形的每个分支7与涡轮喷气发动机1的圆柱形部分的右翼或左翼配合。
根据本发明，上装配部件101通过第一连接件103、108与下装配件102连接。例如，如图1、2所示，上装配件101通过第一连杆系统103、108与上装配件102连接。更确切地说，两个第一后连杆103使上装配件101的后端104与下装配件102的后端105连接。上装配件101的前端106通过两个第一前连杆108(图1、2中只能看见一个第一前连杆)与下装配件102的前端107连接。
第一前连杆108和第二后连杆103形成使上装配件101与下装配件102连接的第一固定点103、108。
如图3A中示意表示的，通过本发明的前连接装置100的上装配件101与下装配件102之间的第一固定点103、108的第一矢量(V1、V’1)向位于涡轮喷气发动机的轴线A上的第一收敛点C1收敛。
下装配件102通过第二连接件109、110、111直接与涡轮喷气发动机1的涡轮风扇机壳2的后结构体4连接。第二连接件109、110、111包括使下装配件102的前端107与涡轮喷气发动机1的涡轮风扇机壳2的后结构体4连接的第二前连杆109。更确切地说，第二前连杆109安装在涡轮风扇机壳2的后结构体4的中心部分6上。第二连接件109、110、111另外包括位于下装配件102的后端105处的横梁110。横梁110使两个第二后连杆111与涡轮风扇机壳2的后结构体4的两个分支7的下部8连接。横梁110的使用允许按照对于发动机推力来说只有一个自由度的方式进行安装，而涡轮喷气发动机1的柱形形状迫使其安装两个侧向第二后连杆111。因此，每个第二后连杆111与涡轮喷气发动机1的不同侧翼即右翼或左翼连接。第二后连杆111使下装配件102的后端105与涡轮喷气发动机1的前部连接。横梁110迫使每个第二后连杆111传递的力相同，并且横梁110与第二后连杆111的组件对涡轮喷气发动机1可能产生的变形不敏感。
如图3B所示，第二连接件109、110、111形成使本发明的前连接装置100的下装配件102与涡轮喷气发动机1连接的第二固定点。过第二固定点109、110、111的第二矢量(V2、V’2)收敛于位于涡轮喷气发动机1的轴线A上的第二收敛点C2。第二收敛点C2相对于带有涡轮喷气发动机1的飞行器前进方向位于第一收敛点C1的上游。
如图3C中示意表示的，根据本发明的前连接装置100产生的接受推力的矢量V从第二收敛点C2指向第一收敛点C1，该矢量与涡轮喷气发动机1的轴线A重合。因此，用于接受推力P的矢量不会给涡轮喷气发动机1施加任何弯曲。接受推力的矢量V补偿涡轮喷气发动机1在涡轮喷气发动机轴线A上的推力P，则涡轮喷气发动机1的涡轮风扇机壳2上的力矩为零。
Claims (9)
1.一种适合接受涡轮喷气发动机推力的将涡轮发动机(1)固定在飞行器固定柱(3)上的前连接装置(100)，其特征在于，该装置包括上装配件(101)、下装配件(102)、连接上装配件和下装配件的第一固定点(103、108)和用于连接下装配件与涡轮喷气发动机的第二固定点(109、110、111)，接受推力的矢量(V)沿涡轮喷气发动机的轴线(A)延伸，适合把涡轮喷气发动机的推力传递给固定柱，该矢量(V)由过第一固定点的第一矢量(V1、V’1)的收敛点(C1)和过第二固定点的第二矢量(V2、V’2)的收敛点(C2)产生。
2.如权利要求1所述的前连接装置，其特征在于，第一矢量(V1、V’1)的收敛点(C1)位于涡轮喷气发动机的轴线上。
3.如权利要求1或2所述的前连接装置，其特征在于，第二矢量(V2、V’2)的收敛点(C2)位于涡轮喷气发动机的轴线上。
4.如权利要求2和3所述的前连接装置，其特征在于，第一矢量(V1、V’1)的收敛点(C1)位于第二矢量(V2、V’2)的收敛点的下游。
5.如权利要求2到4之一所述的前连接装置，其特征在于，该装置包括带有至少一个第一前连杆(108)和至少一个第一后连杆(103)的第一连接件(103、108)，以便通过两个第一固定点连接上装配件和下装配件。
6.如权利要求3到5之一所述的前连接装置，其特征在于，该装置包括带有至少一个第二前连杆(109)和至少两个第二后连杆(111)的第二连接件(109、110、111)，以便通过三个第二固定点连接下装配件与涡轮喷气发动机的涡轮风扇机壳(2)。
7.如权利要求6所述的前连接装置，其特征在于，所述两个第二后连杆通过横梁(110)安装在下装配件上。
8.如权利要求1到7之一所述的前连接装置，其特征在于，上装配件也适合与涡轮喷气发动机的涡轮风扇机壳连接。
9.一种涡轮喷气发动机与根据权利要求1-8之一所述的前连接装置的组件。
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|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| C53 | Correction of patent of invention or patent application | ||
| CB02 | Change of applicant information |
Address after: France Toulouse Applicant after: Airbus Operations S.A.S. Address before: France Toulouse Applicant before: Airbus France Address after: France Toulouse Applicant after: AIRBUS FRANCE Address before: France Toulouse Applicant before: Airbus France |
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| COR | Change of bibliographic data |
Free format text: CORRECT: APPLICANT; FROM: AIRBUS FRANCE TO: AIRBUS OPERATIONS GMBH |
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| C12 | Rejection of a patent application after its publication | ||
| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication |
Application publication date: 20081105 |