CN101490392A - 用于飞行器的涡轮发动机的进气口 - Google Patents

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Abstract

根据本发明，所述进气口(2)包括由纤维/树脂复合材料制成的部件(23)，其在凸缘(24)一侧由加强环(26)加强。

Description

用于飞行器的涡轮发动机的进气口
本发明涉及用于飞行器的涡轮发动机，更具体地，涉及此类涡轮发动机的进气口。
在已知的涡轮发动机中，进气口的内壁和鼓风机的罩壳是金属的，并且进气口的所述内壁的后端和鼓风机的所述罩壳的前端有协作的凸出的周边凸缘，该凸缘允许它们借助紧固件例如螺钉、螺栓等连接在一起，紧固件的轴线平行于涡轮发动机的纵向轴线且穿过所述凸缘。
考虑到纤维/树脂复合材料的机械、热学和质量特性，以其中一种此类复合材料构成的部件的形式而整体地制成该进气口的所述内壁将是有利的。然而，对这些末端进行的测试并未证明有利，因为在使用中，纤维会在所述周边凸缘和所述内壁的管形其余部分之间的90度接头的转弯处分层(délaminage)，此分层导致所述部件的机械强度的急剧下降，甚至造成此部件的损坏。
本发明的一个目的是弥补此缺陷。
为此，根据本发明，用于飞行器的涡轮发动机具有纵向轴线并包括：
-进气口，其具备管状内壁；和
-鼓风机，其通过所述进气口供应空气并由同样管状的罩壳包围，
进气口的所述内壁的后端和鼓风机的所述罩壳的前端分别带有协作的周边凸出的连接凸缘，并借助穿过所述凸缘的第一紧固件如螺钉、螺栓或类似物而连接在一起，并且，第一紧固件的轴线至少近似地平行于涡轮发动机的所述纵向轴线，
值得注意的是：
-进气口的所述内壁，其包括所述后端的连接凸缘，由纤维/树脂复合材料制成的单一部件形成；
-在所述罩壳的前端的相对侧，所述后端的凸起的周边凸缘通过至少近似地呈凹圆形状的环形轮廓连接到所述内壁上；
-将加强环连接到所述后端上，所述加强环与至少近似地呈凹圆形状的所述环形轮廓贴合，并通过第二紧固件连接在所述后端上，第二紧固件的轴线至少近似地正交于所述涡轮发动机的纵向轴线；并且
-所述加强环由所述第一紧固件穿过并被压靠在所述凸缘上。
因此，借助于该复合凸缘的形状和所述加强环的存在，在所述凸缘和所述内壁的管形其余部分之间的接头的转弯处不会发生任何分层。
复合材料可以由碳、玻璃、硼、碳化硅等的纤维制成。然而，优选为碳纤维。而且，由复合材料制成的所述部件可通过任何已知的方法(纤维缠绕(enroulement filamentaire)，络纱(bobinage)，浸渍纤维或浸渍织物沉积等)得到。
优选地，为进一步提高由复合材料制成的部件的强度，在所述加强环下方提供由复合材料制成的加强件，其构成所述部件的整体部分，也就是说，在此处，由复合材料制成的所述部件的厚度大于别处的厚度。
有利的是，所述加强环是金属的。经验显示钛特别适合制作所述加强环。
附图的图形使得如何能够实现本发明很好理解。在这些图中，相同标注表示相似的元件。
图1以半剖面部分示意图的形式描绘了已知涡轮发动机的前端部件。
图2同样以半剖面部分示意图的形式描绘了图1所示的已知涡轮发动机中进气口的后端和鼓风机的罩壳的前端之间的连接的示例。
图3以与图2类似的视图描绘了本发明的一个实施例。
图4所示为图3所示元件去除某些部分的部分透视图。
已知类型的涡轮发动机1具有纵向轴线L-L，其前端部件在图1中被示意性地部分地描绘。此前端部件主要包括管状进气口2和鼓风机3。
管状进气口2具有前缘4并具有金属例如铝制成的管状内壁5，该内壁5从内部支撑着降噪的管状覆盖层6。外部罩壳7围绕所述进气口，并且由所述内壁5限定环形横截面的腔室8的界限，该腔室8在与所述前缘4相对侧被环形后部隔壁9封闭。
鼓风机3包括叶片10并被由金属如铝制成的管状部件12组成的鼓风机的罩壳11所围绕，且从内部支撑着降噪的管状覆盖层13。
进气口2的后端2R和鼓风机的罩壳11的前端11A沿着连接面J连接在一起。
如图2中以大比例所示，后端2R和前端11A的装配通过两个配合的环形凸缘14和15而获得，这两个环形凸缘14和15在内壁5以及管状部件12的周边处向外凸出，并由螺栓16彼此压紧，螺栓16的轴线1-1平行于纵向轴线L-L，且穿过在所述凸缘14和15上形成的相对的钻孔17和18。在图2所示的已知实施例中，环形凸缘14被附在内壁5上且通过螺栓19和20连接到内壁5上。相反，在此实例中，凸缘15被与管状部件12一起加工成单件。
此外，套圈21与各螺栓16相配合，套圈21被所述螺栓16穿过并且通过螺栓而固定在凸缘15上。套圈21以能够被轴向地以塑性方式压缩的方式制造。因此，当鼓风机3的叶片10碎裂并且撞击到罩壳11时，冲击的能量可以至少部分地被所述套圈21的变形所吸收。
在根据本发明的实施例中并如图3所示，再次发现与图2相关的上述元件2，2R，3，6，9，11-13，11A，15，16，18，21和J。相反地，管状内壁5和凸缘14已被省略并被由优选基于碳纤维的复合材料制成的单一部件22替换，该部件22包括管状内壁23(替换管状内壁5)和凸缘24(替换凸缘14)。
在鼓风机的罩壳11的相对一侧，凸缘24通过圆角25(也参见图4)被连接到管状壁23上。另外，所述凸缘24和圆角25被通过复合材料加强，使得其厚度E大于管状壁23的厚度e。
将例如由钛制成的加强环26附在由复合材料制成的所述部件22上，以便贴合所述圆角25，并被螺栓27紧固到圆角25上，螺栓27的轴线x-x与所述轴线L-L正交。此外，所述加强环26通过孔28(类似于孔17)而被螺栓16穿过，并被压靠在凸缘15和24上。
如果需要，加强环26可延伸以形成环形后隔壁9(如图3所示)。
优选地，螺栓27是所谓的“封闭螺栓”型，从而不必进入后端2R。因此，降噪覆盖层6可向后延伸。
将会注意到，根据本发明的进气口没有任何阻抗中断(ruptured’impédance)，这允许改善声学处理的整体降噪。

Claims (6)

1.一种具有纵向轴线(L-L)的用于飞行器的涡轮发动机(1)，包括：
-进气口(2)，其具有管状内壁；和
-鼓风机(3)，其通过所述进气口供应空气并由同样管状的罩壳(11)包围，
该进气口的所述内壁的后端和该鼓风机的所述罩壳的前端分别带有协作的周边凸出的连接凸缘，并借助穿过所述凸缘的第一紧固件(16)如螺钉、螺栓或类似物而连接在一起，并且所述第一紧固件的轴线(1-1)至少近似地平行于该涡轮发动机的所述纵向轴线(L-L)，
其特征在于：
-该进气口(2)的所述内壁(23)，其包括所述后端(2R)的连接凸缘(24)，由纤维/树脂复合材料制成的部件(22)形成；
-在所述罩壳(11)的前端(11A)的相对侧，所述后端(2R)的凸起的周边凸缘(24)通过至少近似地呈凹圆形状的环形轮廓(25)连接到所述内壁(23)上；
-将加强环(26)连接到所述后端(2R)上，所述加强环与至少近似地呈凹圆形状的所述环形轮廓(25)贴合，并通过第二紧固件(27)连接在所述后端(2R)上，第二紧固件的轴线(x-x)至少近似地正交于所述涡轮发动机的纵向轴线(L-L)；并且
-所述加强环(26)由所述第一紧固件(16)穿过并被压靠在协作的所述凸缘(15，24)上。
2.如权利要求1所述的涡轮发动机，其特征在于，所述复合材料基于碳纤维。
3.如权利要求1或2的涡轮发动机，其特征在于，在所述加强环(26)之下，由复合材料制成的所述部件(22)的厚度(E)大于所述内壁(23)其余管状部分的厚度。
4.如权利要求1到3中任一项所述的涡轮发动机，其特征在于，所述加强环(26)是金属的。
5.如权利要求4所述的涡轮发动机，其特征在于，所述加强环(26)由钛制成。
6.如权利要求1到5中任一项所述的涡轮发动机，其特征在于，所述第二紧固件(27)是封闭的。
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WO (1) WO2008006959A1 (zh)

Families Citing this family (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2932233B1 (fr) * 2008-06-06 2012-09-28 Aircelle Sa Carter pour rotor de turbomachine
FR2934247A1 (fr) * 2008-07-25 2010-01-29 Snecma Nacelle de turboreacteur.
GB0907580D0 (en) 2009-05-05 2009-06-10 Rolls Royce Plc A duct wall for a fan or a gas turbine engine
US9140135B2 (en) * 2010-09-28 2015-09-22 United Technologies Corporation Metallic radius block for composite flange
JP5847430B2 (ja) * 2011-04-26 2016-01-20 株式会社Ihi ケース、ケースの製造方法、及び成形型ユニット
CN103492158B (zh) 2011-04-26 2016-06-15 株式会社Ihi 成形部件
FR2975970B1 (fr) * 2011-05-30 2013-05-17 Aircelle Sa Ensemble pour une nacelle d'aeronef
FR2978732B1 (fr) 2011-08-05 2013-09-06 Airbus Operations Sas Dispositif de liaison plus particulierement adapte pour assurer la liaison entre une entree d'air et une motorisation d'une nacelle d'aeronef
FR2978731B1 (fr) * 2011-08-05 2014-05-02 Airbus Operations Sas Nacelle d'aeronef incorporant un anneau de renfort.
FR2978735A1 (fr) * 2011-08-05 2013-02-08 Airbus Operations Sas Dispositif de liaison plus particulierement adapte pour assurer la liaison entre une entree d'air et une motorisation d'une nacelle d'aeronef
RU2568543C1 (ru) * 2011-12-07 2015-11-20 АйЭйчАй КОРПОРЕЙШН Крепежная бобышка и кожух вентилятора
US9267691B2 (en) * 2012-01-03 2016-02-23 General Electric Company Quick disconnect combustion endcover
EP2815119B1 (en) 2012-02-16 2018-01-31 United Technologies Corporation Composite fan containment case assembly
FR2998547B1 (fr) * 2012-11-23 2016-01-29 Airbus Operations Sas Nacelle d'aeronef comprenant une liaison deformable entre une entree d'air et une motorisation
FR2998548B1 (fr) * 2012-11-23 2015-01-30 Airbus Operations Sas Nacelle d'aeronef comprenant une liaison renforcee entre une entree d'air et une motorisation
FR3033839B1 (fr) * 2015-03-16 2018-09-28 Safran Aircraft Engines Ensemble pour turbomachine d'aeronef comprenant un carter de soufflante equipe d'un revetement acoustique integrant un raidisseur de carter de soufflante
US20160356180A1 (en) * 2015-06-03 2016-12-08 The Boeing Company Nacelle inlet having an angle or curved aft bulkhead
FR3055885B1 (fr) * 2016-09-13 2022-06-03 Airbus Operations Sas Nacelle d'aeronef comprenant une liaison entre une entree d'air et une motorisation qui comporte une bride
FR3079812A1 (fr) 2018-04-10 2019-10-11 Airbus Operations Panneau d'attenuation acoustique pour aeronef presentant des proprietes d'absorption acoustique combinees.
FR3083214A1 (fr) * 2018-06-28 2020-01-03 Airbus Operations Nacelle d'un ensemble propulsif d'aeronef comportant une pluralite d'elements amortisseurs entre une partie avant et une partie principale, et ensemble propulsif d'aeronef associe
FR3086785B1 (fr) * 2018-09-28 2022-01-21 Airbus Operations Sas Ensemble comportant deux panneaux acoustiques juxtaposes dans lequel les panneaux comportent une face resistive qui s'etend jusqu'a une paroi d'extremite
US11371390B2 (en) 2020-04-23 2022-06-28 Raytheon Technologies Corporation Assemblies for transferring compressive loads in flanges of composite gas turbine engine components
CN114790943A (zh) * 2021-01-25 2022-07-26 中国航发商用航空发动机有限责任公司 航空发动机短舱的进气道和航空发动机短舱
US20240110492A1 (en) * 2022-10-03 2024-04-04 Raytheon Technologies Corporation Flange and assembly for gas turbine engine case

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2010434B (en) * 1977-12-16 1982-06-30 Rolls Royce Flanged joint structure for composite materials
EP0129546B1 (en) * 1982-12-27 1986-06-18 The Boeing Company Inlet cowl attachment for jet engine
JPS62179408A (ja) * 1986-01-31 1987-08-06 富士機工株式会社 無段階シ−トリクライニング装置
JP3261664B2 (ja) * 1993-06-30 2002-03-04 新日本製鐵株式会社 繊維強化樹脂複合材中空梁の交差結合方法
US5524847A (en) * 1993-09-07 1996-06-11 United Technologies Corporation Nacelle and mounting arrangement for an aircraft engine
US5649419A (en) * 1995-01-27 1997-07-22 The Boeing Company Rotating acoustically lined inlet splitter for a turbo-fan engine
JPH09242957A (ja) * 1996-03-08 1997-09-16 Senshin Zairyo Riyou Gas Jienereeta Kenkyusho:Kk 分割型繊維強化プラスチック複合材製ダクトの長手継手の締結構造およびその締結方法
DE19652172C2 (de) * 1996-12-14 1998-09-17 Daimler Benz Aerospace Airbus Druckspant für einen Flugzeugrumpf
FR2767560B1 (fr) * 1997-08-19 1999-11-12 Aerospatiale Ensemble reducteur de bruit pour turboreacteur d'aeronef
ES2168027B1 (es) * 1998-12-18 2003-10-01 Airbus Espana Sl Un procedimiento de union a traccion-compresion de caracter desmontable y/o fijo para aplicar a materiales compuestos.
FR2840647B1 (fr) * 2002-06-05 2004-10-29 Airbus France Dispositif pour le raccordement de deux pieces tubulaires de turboreacteur d'aeronef
US6920958B2 (en) * 2003-10-17 2005-07-26 The Boeing Company Annular acoustic panel
FR2868124B1 (fr) * 2004-03-29 2006-06-23 Airbus France Sas Structure d'entree d'air pour moteur d'aeronef
FR2869360B1 (fr) * 2004-04-27 2006-07-14 Airbus France Sas Ensemble reducteur de bruit pour turboreacteur d'aeronef
US7503425B2 (en) * 2006-10-02 2009-03-17 Spirit Aerosystems, Inc. Integrated inlet attachment
FI119979B (fi) * 2007-03-12 2009-05-29 Patria Aerostructures Oy Ilma-aluksen kaarielementti ja komposiittilaippa

Also Published As

Publication number Publication date
EP2038532B1 (fr) 2009-10-07
JP2009542972A (ja) 2009-12-03
FR2903732A1 (fr) 2008-01-18
DE602007002719D1 (de) 2009-11-19
US20100000227A1 (en) 2010-01-07
JP4837096B2 (ja) 2011-12-14
RU2398123C1 (ru) 2010-08-27
FR2903732B1 (fr) 2008-09-12
CA2656282A1 (fr) 2008-01-17
WO2008006959A1 (fr) 2008-01-17
BRPI0713172A2 (pt) 2012-03-20
CA2656282C (fr) 2014-09-09
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