CN101522524A - 旁路涡轮喷气发动机的发动机舱 - Google Patents

旁路涡轮喷气发动机的发动机舱 Download PDF

Info

Publication number
CN101522524A
CN101522524A CNA2007800379069A CN200780037906A CN101522524A CN 101522524 A CN101522524 A CN 101522524A CN A2007800379069 A CNA2007800379069 A CN A2007800379069A CN 200780037906 A CN200780037906 A CN 200780037906A CN 101522524 A CN101522524 A CN 101522524A
Authority
CN
China
Prior art keywords
turbojet
machinery space
hanger
reversing device
downstream
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CNA2007800379069A
Other languages
English (en)
Other versions
CN101522524B (zh
Inventor
居·伯纳德·沃琪尔
热罗姆·科利埃
帕特里斯·代诺尔
弗朗索瓦·孔泰
尼克拉斯·伊莱奥
皮埃尔·阿兰·舒阿尔
纪尧姆·勒福尔
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Nacelles SAS
Safran Nacelles Ltd
Original Assignee
Hurel Hispano SA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Priority claimed from FR0701899A external-priority patent/FR2913664B1/fr
Application filed by Hurel Hispano SA filed Critical Hurel Hispano SA
Priority claimed from PCT/FR2007/001633 external-priority patent/WO2008043903A2/fr
Publication of CN101522524A publication Critical patent/CN101522524A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN101522524B publication Critical patent/CN101522524B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type
    • B64D27/18—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type within, or attached to, wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
    • B64D27/402—Arrangements for mounting power plants in aircraft comprising box like supporting frames, e.g. pylons or arrangements for embracing the power plant
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本发明涉及旁路涡轮喷气发动机的发动机舱，该发动机舱包括位于所述涡轮喷气发动机(2)上游的进气结构(5)、其内壳体(6a)被设计用于包围所述涡轮喷气发动机(2)的风扇(3)的中部部分(6)、以及包括外部结构(7a)的下游部分(7)，所述外部结构(7a)刚性连接(在19所示位置)至所述风扇(3)的所述壳体(6a)的下游部分以支撑所述涡轮喷气发动机(2)，并具有连接至挂架(12)的连接装置，所述挂架设计用于连接至飞行器的固定结构(13)。

Description

旁路涡轮喷气发动机的发动机舱
技术领域
本发明涉及用于旁路涡轮喷气发动机的发动机舱，以及包括该发动机舱的推进组件。
背景技术
飞行器被数个涡轮喷气发动机推进，每个涡轮喷气发动机均容纳在发动机舱内，该发动机舱还容纳有一组与其运转相关的关联致动装置(例如推力反向装置)，并在涡轮喷气发动机正在运转或停机时实现各种不同功能。
发动机舱通常具有管状结构，其包括涡轮喷气发动机上游的进气结构、设置用于包围涡轮喷气发动机的风扇的中部部分、以及容纳推力反向装置并设计用于包围涡轮喷气发动机的燃烧室的下游部分，其通常结束于排气喷嘴，其出口位于涡轮喷气发动机的下游。
现代发动机舱设计用于容纳旁路涡轮喷气发动机，其能够通过风扇的旋转叶片而产生源自涡轮喷气发动机燃烧室的热气流(也称为主气流)以及通过环形通路(也称为流道(stream))流出涡轮喷气发动机的冷气流(旁路气流)，该环形通路形成在涡轮喷气发动机的整流装置(或发动机舱下游结构的内部结构，并包围涡轮喷气发动机)与发动机舱的内壁之间。两股气流通过发动机舱后部从涡轮喷气发动机排出。
飞行器的各个推进组件由此通过发动机舱及涡轮喷气发动机形成，并例如通过经由悬架元件安装至涡轮喷气发动机前部及后部的挂架或支柱悬挂于位于机翼下方或机身上的飞行器的固定结构。
在上述构造中，是通过涡轮喷气发动机来对发动机舱提供支撑。
上述构造在飞行器飞行过程中要承受多种合成外力。其包括合成重力、内外气动力、阵风、以及热效应。
施加至推进组件的这些应力被传递至涡轮喷气发动机，并导致壳体发生形变，这对涡轮喷气发动机的各个不同运转阶段的效果会产生直接影响。具体而言，在被称为蜂腰状推进组件的情况下(即，下游部分比中间结构及进气结构更长更细)，这些应力会导致极其有害的被称为“香蕉形状”形变，下游部分会极度弯曲。
上述“香蕉形状”反映了在涡轮喷气发动机内的驱动轴、风扇叶片以及叶片保持呈直线的同时，由各个连续壳体形成的发动机舱的外部结构的形变。结果导致轴的叶片末端移动更接近壳体的内周。因此，相较于壳体发生极小形变或根本不发生形变的构造，涡轮喷气发动机的总体性能会降低，因为在设计发动机舱时必须考虑上述形变，以在叶片末端与壳体外围之间总是保持足够的缝隙。这会导致因为一部分供应空气通过上述较大的缝隙逃离，故其不能被叶片压缩。
尚未公开、注册号为06.05912的法国专利申请提出了一种方案，包括通过发动机舱的内部固定结构(被称为IFS)来支撑推进组件。
发明内容
本发明的目的在于提供另一种方案，由此能够防止上述缺陷，为此，其发明主题是一种用于旁通涡轮喷气发动机的发动机舱，包括位于所述涡轮喷气发动机上游的进气结构、其内壳体被设计用于包围所述涡轮喷气发动机的风扇的中部部分、以及包括外部结构的下游部分，所述外部结构刚性连接至所述风扇的所述壳体的下游部分以支撑所述涡轮喷气发动机，并具有能够允许所述发动机舱安装至挂架的连接装置，所述挂架设计用于连接至飞行器的固定结构。
因此，发动机舱的外部结构直接安装至飞行器的固定结构并支撑涡轮喷气发动机。由此，涡轮喷气发动机无需保持并传递发动机舱的形变，反之亦然。如上所述，由此能够优化在风扇叶片及涡轮喷气发动机内叶片与其各自壳体之间存在的间隙，由此改进推进组件的性能。
有利地，发动机舱包括结合在所述外部结构上并能够允许其连接至所述挂架的挂架型结构。
所述挂架例如在所述外部结构的整个长度上延伸。
所述涡轮喷气发动机可被主罩包围，该主罩独立于所述发动机舱的所述外部结构固定在所述涡轮喷气发动机的主体的上游并在下游围绕所述涡轮喷气发动机的排气喷嘴对中。因为主罩无需实现结构功能，故其也可最大程度地轻量化，换言之，其整个表面都可用于声学功能而无需提供会妨碍任何声学功能的高密度结构区域。
根据一种可能性，根据本发明的发动机舱包括至少一个连杆，或优选包括用于吸收所述涡轮喷气发动机的旋转构件产生的扭力的两个或三个连杆，所述连杆或多个连杆将所述挂架连接至所述涡轮喷气发动机的外部下游结构，并相对于所述发动机舱的对称纵向平面对称布置。
所述力吸收连杆或多个连杆有利地具有空气动力的轮廓。该连杆间隙有助于通过发动机舱保持涡轮喷气发动机。
连杆系统与该类部件的当前安装类似地被刚性安装在结构之间。在特定使用情况下，其可有利地提供对该“柔性”系统的安装，构成在间隙中一个连接侧或者由柔性或可形变的接触材料形成，其不会过多加剧(或根本不会增加)发动机结构后部的负载，连杆系统在某些极端飞行情况下发生接触以限制其承载及被承载结构之间的运动差异。
根据一个可能性，用于将所述涡轮喷气发动机的主体连接至所述壳体的至少一个径向柱尤其在所述风扇的所述壳体的上部处与设置用于承载所述涡轮喷气发动机的供应管路(电气，电子或燃料)的整流装置相关联。在专利文献EP0884469中更详细地示出上述径向柱的整流装置设置。
所述外部结构可形成固定罩，其包括尤其格状框架。
所述发动机舱外部结构可包括推力反向装置，通过所述反向装置的固定上游结构来提供所述涡轮喷气发动机至所述挂架的连接。
所述推力反向装置例如是格栅式反向装置。
根据一个可能性，所述格栅式反向装置的所述固定上游结构包括用于支撑所述涡轮喷气发动机的上游端元件以及用于固定格栅的下游端元件，两者通过位于所述格栅之上及/或之下的加固格连接。
用于所述反向装置的可活动罩的导轨可结合在所述挂架内而无需接口部件。挂架的直线几何形状使得更易于进行上述集成。其他反向装置功能也可被结合在挂架中，由此能够减轻发动机舱的重量。
所述推力反向装置也可以是带门的反向装置。
根据可行实施例，所述反向装置的可活动罩具有加固结构，其例如(分别)在底部将所述反向装置的所述固定上游结构的至少一个锁止位置与例如(分别)位于上部的所述挂架的固定位置相连接。该设置使得能够辅助或减轻反向装置的固定上游结构。
所述反向装置的所述可活动罩的优选电气并可遥控致动的锁止装置可被设置在所述挂架的所述固定位置。
本发明还可包括对上述组件的改进，改进具体允许减轻重量并更好地进入发动机主体以进行维护操作。
尤其通过以下实现了本发明的上述目的，所述外部结构通过连接结构刚性连接至所述涡轮喷气发动机的下游部分，所述连接结构适于一方面安装在所述壳体的所述下游边缘上，另一方面安装在挂架上。
有利的是，连接结构的至少一部分在该结构周向的至少一部分上被中断。
该特征使得能够相对于专利申请文献FR608892中描述的结构(其中连接结构完全包围风扇壳体的下游边缘)减轻连接结构的重量。
通过模制工具，尽管并未在风扇壳体的下游边缘的整个周向上延伸，但根据本发明的连接结构使得能够利用合适的设计实现希望的强度。
此外，连接结构在风扇壳体的下游边缘一部分上中断使得易于在维护操作过程中进入发动机主体，并可选地为该发动机主体安装至少一个保护门(见以下描述)。
根据本发明的其他可选特征：
连接结构的中断部分位于4点钟与8点钟位置之间：上述设置获得连接结构的重量与其刚性之间的最佳平衡，并允许在风扇壳体的下游边缘与连接结构之间很好地传递力；
该发动机舱包括至少一个门，该门设计用于允许进入涡轮喷气发动机的发动机主体，布置在连接结构的中断区域中，并与上述结构接续：该进入门使得能够操作以保持发动机主体，并在维护操作过程中便于进入发动机主体；
该发动机舱包括向发动机主体的两个进入门，被安装以分别围绕位于4点钟及8点钟位置的轴枢转：上述设置允许方便地进入发动机主体的下侧；
该连接结构包括通过布置为三角形的固定件连接在一起的两个同心环状元件，这两个元件中的一者设计用于固定至风扇的壳体的下游边缘：上述“格栅”几何结构产生很好的重量/刚性平衡；
设计用于固定至壳体的下游边缘的环状元件在其全部周向上都连续，另一环状元件在其周向上的一部分处中断，该固定件位于与上述两个环状元件相同的周向区域内：该设置使得连接结构至风扇壳体的下游边缘的安装更加牢固；
该发动机舱包括推力反向装置，包括位于固定件之间的空间内的格栅，以及能够滑动地安装在挂架上的罩：上述将格栅设置在固定件内的方式优化了空间要求；
罩可被移动至允许维护涡轮喷气发动机的极限位置：该设置允许为了维护操作方便地进入发动机主体的所有部分；
该发动机舱包括两个加固连杆，能够倾斜地插入在所述连接结构与所述挂架之间：这些连杆使得能够加固挂架与连接结构之间的连接；
该发动机舱包括至少一个推力吸收杆，能够插入在所述涡轮喷气发动机的所述发动机的主体与所述挂架之间：该杆有助于在推力的影响下相对于连接结构正确地保持涡轮喷气发动机；
该连接结构例如可由合成材料制成：由此，上述技术方案使得能够优化重量/刚性平衡(也可构思出金属结构)。
本发明还涉及一种推进组件，包括根据本发明的发动机舱，并涉及一种飞行器，包括至少一个上述推进组件。
附图说明
参考附图，通过以下给出的详细描述的辅助，将更好地理解本发明的应用，其中：
图1是通过包围涡轮喷气发动机的内部结构安装至挂架的根据本发明的发动机舱的立体示意图。
图2是图1中的发动机舱的纵向剖面的视图。
图3是沿图1中的轴线III-III所取的剖视图。
图4是与图2类似的本发明的第二实施例的视图。
图5是与图1类似的本发明的第三实施例的视图。
图6是图5中的发动机舱的纵向侧视图。
图7是图6中的细部VII的放大视图。
图8是本发明的第四实施例的纵向侧视图。
图9是与图6类似的本发明的第五实施例的视图。
通过对图10至图18所示的本发明的具体实施例的描述，可理解上述改进，其中：
图10是根据本发明处于正常运转位置的推进组件的侧视图，
图11是该推进组件的轴向剖面的视图，
图12是在推力反向模式下运转的上述推进组件的视图，未示出某些元件(为了清楚起见)，
图13是处于维护位置的上述推进组件的视图，未示出某些元件(为了清楚起见)，
图14及图15是根据本发明用于支撑推进组件的装置的两个不同角度的立体图，
图16是装配有推力反向格栅及用于保护发动机主体的门的根据本发明的推进组件的立体图，示出其中一个门处于打开位置，
图17是沿上述推进组件的图16中的箭头F所示的方向的视图，示出两个门处于打开位置，而
图18是沿本推进组件的图16的平面P所取的剖面的视图。
具体实施方式
图1及图2示出了用于旁路涡轮喷气发动机2的发动机舱1。
发动机舱1构成用于旁路涡轮喷气发动机2的管状壳体，并用于引导其通过风扇3的叶片产生的气流，即通过涡轮喷气发动机2的燃烧室4的热气流，以及流出涡轮喷气发动机2的冷气流。
发动机舱1具有以下结构，包括形成进气结构5的前部，包围涡轮喷气发动机2的风扇3的中部部分6，以及包围涡轮喷气发动机2的后部7。进气结构5具有设计用于引导吸入空气的内表面5a以及外整流表面5b。中部部分6一方面包括包围涡轮喷气发动机2的风扇3的内壳体6a，另一方面包括壳体的外整流结构6b，外整流结构使进气结构5的外表面5b延伸。
壳体6a连接至进气结构5，并使其内表面5a延伸。此外，壳体6a通过在此情况下交叉布置的径向柱8(参见图2)连接至涡轮喷气发动机2的主体。
发动机舱的后部7包括外部结构7a，其顶部在其整个长度上安装至挂架(也称为支柱)，挂架12自身被安装至飞行器诸如机翼13的固定部分。挂架12可通过任何装置进行安装，或发动机舱可包括挂架结构，通过其发动机舱被安装至实际的挂架12。
外部结构7a在此情况下是固定罩，其将涡轮喷气发动机2保持在包围风扇3的壳体6a的下游。固定罩7a包括内部格状框架，其将外表面连接至内表面。整个框架形成具有罩7a的上游部分的主体，并以螺栓或者任何公知的具有或不具有迅速进入的结构连接的方式，通过零件19连接至壳体6a的结构。罩7a可制成单一块，或制成通过螺栓或紧固件在底部连接的两个部件。
经由罩7a的顶部，从飞行器向涡轮喷气发动机2电气地供应燃料或电能。
涡轮喷气发动机2被安装至涡轮喷气发动机2的主体的上游的主要非结构罩10包围，并围绕涡轮喷气发动机2的排气喷嘴在下游对中。完整套管形的主罩10独立于外部结构7a，并与后者界定用于使冷气流循环的流道9。
因为主罩10并不实现任何结构功能，故其可最大程度地轻量化，换言之，其整个表面都可用于实现声学功能，而无需提供对任何声学功能产生阻碍的高密度结构区域。
主罩10由设计用于安装在一起的至少两个部分形成。可通过将主罩10整个去除，或通过去除主罩10的一部分或通过去除结合到主罩10上的专用进入面板的一部分来进入发动机。
涡轮喷气发动机2的后部结构的一部分(例如排气壳体)通过两个横向连杆22以及在横向连杆22中一者或另一者失效的情况下起作用的辅助中心连杆22’悬挂于挂架12的底部。相对于发动机舱1的对称纵向竖直平面P对称布置(见图3，在此情况下呈“金字塔”形)的连杆22及22′被用于吸收由涡轮喷气发动机2的旋转构件产生的扭力。这些连杆22及22′优选地具有空气动力的轮廓，因为其处于冷气流的循环流道9中。
如图4所示，将涡轮喷气发动机2的主体连接至壳体6a的径向柱8中一者在风扇壳体6a上部与整流装置35关联。设置整流装置35用于承载涡轮喷气发动机的供应管路24(电子，电气或燃料)。在专利文献EP0884469中更详细地示出了整流装置35的上述设置。
图5至图7以及图8示出了本发明的两个实施例，其中外部结构7a形成格栅式反向装置29，通过反向装置的固定上游结构25来提供涡轮喷气发动机2至挂架12的连接。
用于反向装置的可活动罩的导轨30(见图5)直接结合在挂架12中，挂架12的直线几何形状有利于上述集成设置。反向装置的其他功能也可集成在挂架12中以减小发动机舱1的整体重量。
固定上游结构25包括(见图6及图7)用于支撑涡轮喷气发动机2的上游端元件26以及用于固定提供结构强度的格栅29的下游端元件27。这两个元件26及27结构上地连接至挂架12并可制成一件或配合。
在此情况下具有三角形图案的格栅29并不被视为结构元件，并在本示例中不被用于提供两个元件26及27之间的刚性。在此情况下，通过布置在格栅29下方并支撑格栅29的结构的格子结构28来实现上述功能。其刚性机械地连接至上游端元件26及下游端元件27。格子结构28也可被布置在格栅29上方。
在图8的构造中，反向装置的可活动罩32具有加固结构，在底部将用于锁止反向装置的固定上游结构25的位置33连接至处于顶部的挂架12的固定位置34。上述设置使得能够辅助或减轻反向装置的固定上游结构25。固定位置34将结构力传递至挂架12。反向装置的可活动罩32的优选电动或能够遥控致动的锁止装置设置在挂架12的固定位置34处。位置34也可是被动的，换言之，不与反向装置的固定上游结构25直接接触。
图9示出了本发明的另一实施例，其中外部结构7a形成具有门31的推力反向装置。涡轮喷气发动机2通过包围反向装置的门31的固定上游结构连接至挂架12。
以下描述具体涉及图10至图18中所示的实施例。
参考图10及图11，可看出根据本发明的推进组件包括发动机舱100，其中设置有涡轮喷气发动机103，发动机舱/涡轮喷气发动机组件设计用于通过挂架105(通常也称为“支柱”)安装在飞行器机翼下方。
具体参考图11，可看到发动机舱100一方面包括固定部分107，另一方面包括被称为罩的部分109，其被安装以在挂架105上纵向滑动。
涡轮喷气发动机103在其上游部分中具有风扇111，在其下游部分中具有发动机主体113。
明确的是，风扇111用于产生在位于发动机主体113的外周上的区域115中循环的冷气流，而发动机主体113产生热气流，其以非常高的速度通过喷嘴117排出。
风扇111被形成发动机舱的固定部分107的内壁一部分的风扇壳体119包围。
发动机主体113通过多个径向柱安装至风扇壳体119，其中一个径向柱可见并在图11中标示为121。
上述柱被布置在参考钟指针的小时位置的12点钟位置。
将在以下使用的这种具体标记法适用于沿图11所示的箭头F1所示的方向观察根据本发明的推进组件的观察者。
挂架105经由连接结构123连接至风扇壳体119，将基于图12至图15来描述连接结构123的特性。
如上述附图所示，该连接结构123包括通过布置为三角形的固定件129连接在一起的两个环状元件125，127，由此界定出格子结构。
该格子结构事实上仅在圆形的一部分上延伸，并优选地处于圆形从8点钟位置至4点钟位置的部分包围的区域内，并假定通过12点钟位置，如上所述，其处于挂架105的位置。如果发动机在非8点钟位置及4点钟位置的角度位置具有柱149及145，则也可以减小其延伸长度。
换言之，这意味着由连接结构123界定的弧形最多达到240度，或者该结构在圆形通过6点钟位置的从4点钟位置至8点钟位置的部分上被中断。
利用可在材料强度领域应用的法则以常规方式来设计连接结构123，如果需要也可利用市面上可获得的计算机软件进行辅助。
优选地，特别如图14及图15所示，可以向结构增加布置在挂架105的任意一侧并将其连接至连接结构123的两个加固连杆131。
还可设置至少一个(优选两个)推力吸收杆133，其一方面安装至挂架105，另一方面安装至发动机主体113。
优选地，连接结构123可由合成材料制成。
参考图11至图13，可以理解连接结构123通过合适的方式安装至风扇壳体119的下游边缘134。
通过将罩109滑动至涡轮喷气发动机103下游(即，至图中右侧)由图10的结构导出图12的结构。
该滑动使得能够将连接结构123暴露至外部，由此如下详述来应用推力反向装置。
通过使罩109进一步向下游滑动而从图12的结构导出图13的结构，其对应于对根据本发明的推进组件的维护状态。
现将更具体地参考图16至图18，其示出了当装配完成时根据本发明的推进组件。
如图16所示，该推进组件包括布置在固定件329之间的空间内的推力反向装置格栅135。
该推进组件还包括两个用于进入发动机主体113的可活动的反向装置结构(门)137，139，其被安装成分别绕布置在4点钟位置及8点钟位置的轴141，143枢转。
如图18所示，这些可活动的反向装置结构137，139设计用于在结构被中断的区域内在连接结构123的延伸方向上关闭。
这些可活动的反向装置结构可包括用于使气流反向的格栅。
还需注意，在图18中，优选地在发动机主体113与风扇壳体119之间设置四个柱121，145，147，149。
一方面，如图11所示，柱121位于12点钟位置，另一方面，三个柱145，147，149分别布置在4点钟位置，6点钟位置以及8点钟位置。
因此，可注意到，三个柱(即，位于12点钟位置，4点钟位置及8点钟位置的柱)位于与连接结构123相同的角区域内。
本发明的优点在于上述描述的直接结果。
因为连接结构123仅在风扇壳体119的下游边缘134的周向一部分上延伸，故相对于现有技术的结构可减轻重量。
根据本领域公知的法则对该格子连接结构的正常设计使得能够实现希望的强度。
如果选择合成材料来形成上述连接结构，则可以更轻的重量获得上述强度。
此外，当根据本发明的推进组件处于图13所示其维护结构时，在其周向上部分中断上述连接结构123允许方便地进入发动机主体113。
连接结构123的上述周向中断还使得能够如图16至18所示安装可活动的反向装置结构(保护门)137，139。
因为其格子形状，连接结构123特别适于安装推力反向装置格栅，其在根据本发明的推进组件处于其图12所示的结构时可运作的。
注意，将三个柱121，145，147，149布置在与连接结构123相同的角区域内允许在发动机主体113与连接结构之间最佳的传递力。
还需注意，推力吸收杆133使得能够将由涡轮喷气发动机103产生的推力的一部分传递至挂架105。
此外，还能够具体构思出安装至风扇壳体119下游边缘的环状元件125沿该边缘的整个周向延伸，另一用于其部件的环状元件127仅在周向位于8点钟位置与4点钟位置之间的部分延伸并通过12点钟位置(与上述事实例类似)，固定件129布置在与两个元件共同的周向区域内。
本实施例的优点在于其允许安装可活动的反向装置结构137，139的同时使得连接结构123至壳体119的下游边缘134的连接更稳固。
尽管已经参考了具体示例性实施例描述了本发明，但很明显，本发明并不限于此，并且其包括这里描述的全部技术等同物及其结合(如果其形成本发明的一部分)。

Claims (28)

1.一种用于旁路涡轮喷气发动机(2)的发动机舱(1)，包括位于所述涡轮喷气发动机(2)上游的进气结构(5)、其内壳体(6a)被设计用于包围所述涡轮喷气发动机(2)的风扇(3)的中部部分(6)、以及包括外部结构(7a)的下游部分(7)，其特征在于，所述外部结构(7a)刚性连接(在19处)至所述风扇(3)的所述壳体(6a)的下游部分以支撑所述涡轮喷气发动机(2)，并具有能够允许所述发动机舱连接至挂架(12)的连接装置，所述挂架设计用于连接至飞行器的固定结构(13)。
2.如权利要求1所述的发动机舱(1)，其特征在于，其包括结合在所述外部结构(7a)上并能够允许其连接至所述挂架(12)的挂架型结构。
3.如权利要求1或2所述的发动机舱(1)，其特征在于，所述挂架(12)在所述外部结构(7a)的整个长度上延伸。
4.如权利要求1至3中任一项所述的发动机舱(1)，其特征在于，所述涡轮喷气发动机(2)被主罩(10)包围，该主罩独立于所述发动机舱的所述外部结构(7a)固定在所述涡轮喷气发动机(2)的主体的上游并在下游围绕所述涡轮喷气发动机(2)的排气喷嘴对中。
5.如权利要求1至4中任一项所述的发动机舱(1)，其特征在于，其包括至少一个连杆，或优选包括用于吸收所述涡轮喷气发动机(2)的旋转构件产生的扭力的两个或三个连杆(22，22’)，所述连杆或多个连杆(22，22’)将所述挂架(12)连接至所述涡轮喷气发动机(2)的外部下游结构，并相对于所述发动机舱的对称纵向平面对称布置。
6.如权利要求5所述的发动机舱(1)，其特征在于，所述力吸收连杆或多个连杆(22，22’)具有空气动力的轮廓。
7.如权利要求1至6中任一项所述的发动机舱(1)，其特征在于，用于将所述涡轮喷气发动机(2)的主体连接至所述壳体(6a)的至少一个径向柱(8)尤其在所述风扇(3)的所述壳体(6a)的上部处与设置用于承载所述涡轮喷气发动机(2)的供应管路(2)的整流装置(35)相关联。
8.如权利要求1至7中任一项所述的发动机舱(1)，其特征在于，所述外部结构(7a)形成固定罩，该固定罩包括尤其格状框架。
9.如权利要求1至7中任一项所述的发动机舱(1)，其特征在于，所述外部结构(7a)包括推力反向装置，通过所述反向装置的固定上游结构(25)来提供所述涡轮喷气发动机(2)至所述挂架(12)的连接。
10.如权利要求9所述的发动机舱(1)，其特征在于，所述推力反向装置是格栅式反向装置(29)。
11.如权利要求10所述的发动机舱(1)，其特征在于，所述格栅式反向装置的所述固定上游结构(25)包括用于支撑所述涡轮喷气发动机(2)的上游端元件(26)以及用于固定格栅(29)的下游端元件(27)，两者(26，27)通过位于所述格栅(29)之上及/或之下的加固格(28)连接。
12.如权利要求10或11所述的发动机舱(1)，其特征在于，用于所述反向装置的可活动罩的导轨(30)结合在所述挂架(12)内。
13.如权利要求9所述的发动机舱(1)，其特征在于，所述推力反向装置是带门的反向装置(31)。
14.如权利要求9至13中任一项所述的发动机舱(1)，其特征在于，所述反向装置的可活动罩(32)具有加固结构，该加固结构(分别)例如在底部将所述反向装置的所述固定上游结构(25)的至少一个锁止位置(33)与(分别)例如位于上部的所述挂架(12)的固定位置(34)相连接。
15.如权利要求14所述的发动机舱(1)，其特征在于，所述反向装置的所述可活动罩(32)的优选电气并可遥控致动的锁止装置被设置在所述挂架(12)的所述固定位置(34)。
16.如权利要求1至15中任一项所述的发动机舱(101)，其特征在于，所述外部结构(109)通过连接结构(123)刚性连接至所述涡轮喷气发动机(2)的下游部分，所述连接结构(123)适于一方面安装在所述壳体(119)的所述下游边缘(134)上，另一方面安装在挂架(105)上。
17.如权利要求16所述的发动机舱(101)，其特征在于，所述连接结构(123)的至少一部分在该结构的周向上的至少一部分处、优选在4点钟与8点钟位置之间被中断。
18.如权利要求16至17中任一项所述的发动机舱(101)，其特征在于，其包括至少一个可活动的反向装置结构(137，139)，该可活动的反向装置结构设计用于允许进入所述涡轮喷气发动机(3)的所述发动机(13)的主体，布置在所述连接结构(123)的中断区域中并与上述结构接续。
19.如权利要求17或18所述的发动机舱(101)，其特征在于，其包括用于进入所述发动机主体(113)的两个可活动的反向装置结构(137，139)，该两个可活动的反向装置结构分别围绕位于4点钟及8点钟位置的轴(141，143)枢转地安装。
20.如权利要求1至19中任一项所述的发动机舱(101)，其特征在于，所述连接结构(123)包括通过布置为三角形的固定件(129)而连接在一起的两个同心环状元件(125，127)，这两个元件中一者(125)设计用于固定至所述风扇(111)的所述壳体(119)的所述下游边缘(134)。
21.如权利要求20所述的发动机舱(101)，其特征在于，设计用于固定至所述壳体(119)的所述下游边缘(134)的所述环状元件(125)在其整个周向上都连续，所述另一环状元件(127)在其周向上的一部分被中断，所述固定件布置在与上述两个环状元件(125，127)相同的周向区域中。
22.如权利要求20或21所述的发动机舱(101)，其特征在于，其包括推力反向装置，该推力反向装置具有位于所述固定件(129)之间的空间内的格栅(135)以及能够可滑动地安装在所述挂架(105)上的罩(109)。
23.如权利要求22所述的发动机舱(101)，其特征在于，所述罩(109)可运动至允许对所述涡轮喷气发动机(113)进行维护的极限位置。
24.如权利要求1至23中任一项所述的发动机舱(101)，其特征在于，其包括两个加固连杆(131)，该加固连杆能够倾斜地插入在所述连接结构(123)与所述挂架(105)之间。
25.如权利要求1至24中任一项所述的发动机舱(101)，其特征在于，其包括至少一个推力吸收杆(133)，该推力吸收杆(133)能够插入在所述涡轮喷气发动机(3)的所述发动机(113)的主体与所述挂架(105)之间。
26.如权利要求1至25中任一项所述的发动机舱(101)，其特征在于，所述连接结构(123)由合成材料形成。
27.一种推进组件，其特征在于包括如权利要求1至15中任一项所述的发动机舱(1)，所述发动机舱容纳涡轮喷气发动机(2)。
28.一种飞行器，其特征在于包括至少一个如权利要求27所述的推进组件。
CN2007800379069A 2006-10-11 2007-10-05 旁路涡轮喷气发动机的发动机舱 Expired - Fee Related CN101522524B (zh)

Applications Claiming Priority (5)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0608892 2006-10-11
FR0608892A FR2907098B1 (fr) 2006-10-11 2006-10-11 Nacelle pour turboreacteur double flux
FR0701899 2007-03-16
FR0701899A FR2913664B1 (fr) 2007-03-16 2007-03-16 Nacelle pour turboreacteur double flux
PCT/FR2007/001633 WO2008043903A2 (fr) 2006-10-11 2007-10-05 Nacelle pour turboréacteur double flux

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN101522524A true CN101522524A (zh) 2009-09-02
CN101522524B CN101522524B (zh) 2012-08-29

Family

ID=37983653

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN2007800379069A Expired - Fee Related CN101522524B (zh) 2006-10-11 2007-10-05 旁路涡轮喷气发动机的发动机舱

Country Status (2)

Country Link
CN (1) CN101522524B (zh)
FR (1) FR2907098B1 (zh)

Cited By (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102102588A (zh) * 2009-12-21 2011-06-22 通用电气公司 一体式外罩组件
CN102667072A (zh) * 2009-11-04 2012-09-12 斯奈克玛 包括使中央机壳固定的结构性装置的用于飞机的双流涡轮机
CN103112595A (zh) * 2013-02-06 2013-05-22 中国商用飞机有限责任公司 推进系统一体化的吊挂结构
CN105579344A (zh) * 2013-07-29 2016-05-11 庞巴迪公司 将预装配的动力装置和挂架总成附接到飞机的方法
CN105579672A (zh) * 2013-08-28 2016-05-11 斯奈克玛 涡轮喷气发动机的通过后部双支撑的静定悬挂
CN105836143A (zh) * 2015-01-30 2016-08-10 空中客车运营简化股份公司 包括涡轮喷气发动机和安装吊架的飞行器推进组件
CN106574572A (zh) * 2014-07-04 2017-04-19 赛峰短舱公司 用于带有叶栅叶片的推力反向器结构的后框架
CN107010233A (zh) * 2015-09-24 2017-08-04 埃姆普里萨有限公司 飞行器发动机挂架至机翼安装组件
CN111828197A (zh) * 2020-07-23 2020-10-27 林睿 一种航空发动机尾喷管
CN113727912A (zh) * 2019-04-26 2021-11-30 赛峰短舱公司 短舱进气道和包括这种进气道的短舱
CN113950567A (zh) * 2019-06-12 2022-01-18 赛峰飞机发动机公司 涡轮喷气发动机风扇壳体

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2950322B1 (fr) * 2009-09-22 2012-05-25 Airbus Operations Sas Element d'accrochage d'un moteur d'aeronef, ensemble d'aeronef comprenant cet element et aeronef associe
FR2950323B1 (fr) 2009-09-22 2011-11-04 Airbus Operations Sas Mat d'accrochage de moteur d'aeronef, ensemble comprenant ce mat et aeronef associe
FR2950860B1 (fr) 2009-10-01 2011-12-09 Airbus Operations Sas Dispositif d'accrochage d'un moteur a un mat d'aeronef
FR2978494B1 (fr) * 2011-07-25 2013-08-02 Aircelle Sa Dispositif de liaison d'un cadre avant a un carter de soufflante
FR3045570B1 (fr) 2015-12-16 2017-12-22 Airbus Operations Sas Ensemble moteur pour aeronef, comprenant un dispositif d'accrochage du moteur equipe d'une enveloppe structurale fixee sur un caisson central
FR3074225B1 (fr) * 2017-11-27 2019-12-13 Safran Nacelles Nacelle de turboreacteur comportant un cadre mobile unique d’inverseur de poussee a grilles et des passages de servitudes

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB9116986D0 (en) * 1991-08-07 1991-10-09 Rolls Royce Plc Gas turbine engine nacelle assembly
US5277382A (en) * 1992-10-13 1994-01-11 General Electric Company Aircraft engine forward mount
GB2275308B (en) * 1993-02-20 1997-02-26 Rolls Royce Plc A mounting for coupling a turbofan gas turbine engine to an aircraft structure
US5524847A (en) * 1993-09-07 1996-06-11 United Technologies Corporation Nacelle and mounting arrangement for an aircraft engine
FR2732074B1 (fr) * 1995-03-21 1997-06-06 Aerospatiale Turboreacteur a double flux a nacelle flottante
GB9602130D0 (en) * 1996-02-02 1996-04-03 Rolls Royce Plc Improved method of combining ducted fan gas turbine engine modules and aircraft structure
FR2764644B1 (fr) 1997-06-12 1999-07-16 Hispano Suiza Sa Turboreacteur a double flux associe a un inverseur de poussee avec un carenage rapporte dans la veine fluide
GB9723022D0 (en) * 1997-11-01 1998-01-07 Rolls Royce Plc Gas turbine apparatus
CN1269308A (zh) * 2000-03-21 2000-10-11 贾龙 一种飞行器的升空和飞行方法及其装置
GB2375513B (en) * 2001-05-19 2005-03-23 Rolls Royce Plc A mounting arrangement for a gas turbine engine
FR2873988B1 (fr) * 2004-08-05 2007-12-21 Airbus France Sas Mat d'accrochage de turboreacteur pour aeronef

Cited By (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102667072A (zh) * 2009-11-04 2012-09-12 斯奈克玛 包括使中央机壳固定的结构性装置的用于飞机的双流涡轮机
CN102102588A (zh) * 2009-12-21 2011-06-22 通用电气公司 一体式外罩组件
US8876042B2 (en) 2009-12-21 2014-11-04 General Electric Company Integrated nacelle assembly
CN102102588B (zh) * 2009-12-21 2015-07-22 通用电气公司 一体式外罩组件
CN103112595A (zh) * 2013-02-06 2013-05-22 中国商用飞机有限责任公司 推进系统一体化的吊挂结构
CN103112595B (zh) * 2013-02-06 2016-01-27 中国商用飞机有限责任公司 推进系统一体化的吊挂结构
CN105579344A (zh) * 2013-07-29 2016-05-11 庞巴迪公司 将预装配的动力装置和挂架总成附接到飞机的方法
US10295970B2 (en) 2013-07-29 2019-05-21 C Series Aircraft Limited Partnership Method for attachment of a pre-assembled powerplant and pylon assembly to an aircraft
CN105579344B (zh) * 2013-07-29 2017-10-13 庞巴迪公司 将预装配的动力装置和挂架总成附接到飞机的方法
CN105579672A (zh) * 2013-08-28 2016-05-11 斯奈克玛 涡轮喷气发动机的通过后部双支撑的静定悬挂
US9863273B2 (en) 2013-08-28 2018-01-09 Snecma Isostatic suspension of a turbojet by rear double support
CN105579672B (zh) * 2013-08-28 2018-10-26 斯奈克玛 涡轮喷气发动机的通过后部双支撑的静定悬挂
CN106574572B (zh) * 2014-07-04 2020-08-21 赛峰短舱公司 用于带有叶栅叶片的推力反向器结构的后框架
CN106574572A (zh) * 2014-07-04 2017-04-19 赛峰短舱公司 用于带有叶栅叶片的推力反向器结构的后框架
CN105836143B (zh) * 2015-01-30 2019-12-13 空中客车运营简化股份公司 包括涡轮喷气发动机和安装吊架的飞行器推进组件
CN105836143A (zh) * 2015-01-30 2016-08-10 空中客车运营简化股份公司 包括涡轮喷气发动机和安装吊架的飞行器推进组件
CN107010233A (zh) * 2015-09-24 2017-08-04 埃姆普里萨有限公司 飞行器发动机挂架至机翼安装组件
CN107010233B (zh) * 2015-09-24 2021-07-27 亚博拉工业航空有限公司 飞行器发动机挂架至机翼安装组件
CN113727912A (zh) * 2019-04-26 2021-11-30 赛峰短舱公司 短舱进气道和包括这种进气道的短舱
CN113950567A (zh) * 2019-06-12 2022-01-18 赛峰飞机发动机公司 涡轮喷气发动机风扇壳体
CN113950567B (zh) * 2019-06-12 2024-01-09 赛峰飞机发动机公司 涡轮喷气发动机风扇壳体
CN111828197A (zh) * 2020-07-23 2020-10-27 林睿 一种航空发动机尾喷管

Also Published As

Publication number Publication date
CN101522524B (zh) 2012-08-29
FR2907098B1 (fr) 2010-04-16
FR2907098A1 (fr) 2008-04-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN101522524B (zh) 旁路涡轮喷气发动机的发动机舱
CN101489870B (zh) 结构化发动机舱
US8523516B2 (en) Bypass turbojet engine nacelle
US9032740B2 (en) Engine assembly for an aircraft comprising attachments for engines offset below on the fan frame
US8844861B2 (en) Aircraft propulsion system
US8172527B2 (en) Intermediate casing extension for an aircraft jet engine, comprising a sectorised annular groove for receiving the nacelle covers
RU2487058C2 (ru) Двигатель в сборе самолета, содержащий кольцевую несущую конструкцию, окружающую центральный корпус турбореактивного двигателя
JP5363715B2 (ja) バイパスターボジェットエンジンを備える一体型推進システム
CN101541635B (zh) 涡轮风扇发动机的发动机舱
RU2433071C2 (ru) Система крепления составного элемента гондолы турбореактивного двигателя
US20120160933A1 (en) Structuring assembly for an exhaust nozzle
US10464683B2 (en) Aircraft engine assembly, comprising flexible force transmitting devices radially arranged between the thrust reversal cowls and the engine
EP1918203A1 (en) Tail cone for aircraft with movable fairing and support structure for auxiliary power unit and the ancillary elements thereof
RU2398714C2 (ru) Турбореактивный двигатель для летательного аппарата, летательный аппарат, оснащенный таким турбореактивным двигателем, и способ установки такого турбореактивного двигателя на летательном аппарате
US20120111995A1 (en) Engine assembly for an aircraft the engine attachment strut of which includes a structural case forming an internal radial delimitation of the secondary flow
RU2346854C1 (ru) Вертикальное хвостовое оперение для воздушного судна и воздушное судно, снабженное таким хвостовым оперением
EP3009649B1 (en) Integrated outer flowpath ducting and front frame system for use in a turbofan engine and method for making same
RU2682206C2 (ru) Изостатическая подвеска турбореактивного двигателя при помощи двойного заднего крепления
RU2500585C2 (ru) Воздухозаборник для гондолы турбореактивного двигателя
US8881536B2 (en) Aircraft engine assembly comprising a turbojet engine with reinforcing structures connecting the fan casing to the central casing
US20110308257A1 (en) Attachment structure for a turbojet engine
CN104775992A (zh) 机舱外壳结构和风力涡轮机
US8152447B2 (en) Intermediate casing for an aircraft jet engine, of improved design
ES2438511T3 (es) Marco delantero para una estructura de inversor de empuje con rejillas de desviación
CN104144856A (zh) 涡轮喷气发动机的扁平机舱

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
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20120829

Termination date: 20151005

EXPY Termination of patent right or utility model