CN102164820A

CN102164820A - 涡轮喷气发动机舱

Info

Publication number: CN102164820A
Application number: CN2009801377197A
Authority: CN
Inventors: 居·伯纳德·沃琪尔; 让-菲利普·多盖; 斯特凡·贝利拉
Original assignee: Hurel Hispano SA
Current assignee: Safran Nacelles SAS; Safran Nacelles Ltd
Priority date: 2008-10-01
Filing date: 2009-09-25
Publication date: 2011-08-24
Anticipated expiration: 2029-09-25
Also published as: RU2011116970A; RU2509688C2; FR2936492B1; ES2431000T3; CA2735530A1; US8753072B2; FR2936492A1; US20110182727A1; EP2328808B1; BRPI0917701A2; CN102164820B; WO2010037923A1; EP2328808A1

Abstract

本发明涉及一种涡轮喷气发动机舱(1)，包括：进气口结构(4)，其能够将气流引向涡轮喷气发动机的风扇，并且包括至少一个整合了进气口唇缘(4a)的纵向外板(40)；中间结构(5)，其用于环绕所述风扇，并且所述进气口结构(4)以确保气动连续性的方式附接在所述中间结构(5)上；至少一个内板(41)，其包括声学罩(53)，并且在自身下游端处固定至所述中间结构(5)的上游端，由此形成了所述发动机舱(1)的固定结构，以及；引导所述外板(40)的引导装置(15)，其能够允许所述外板(40)沿所述发动机舱(1)的上游方向基本直线运动从而能够打开所述进气口结构，所述发动机舱(1)包括加强装置(90)，该加强装置(90)被设计成当所述进气口结构打开时以抵御超出预定形变的所述引导装置(15)的机械负荷。

Description

涡轮喷气发动机舱

本发明涉及一种涡轮喷气发动机舱，其包括进气口结构和中间结构，其中，所述进气口结构能够将气流导向涡轮喷气发动机的风扇，所述中间结构用于环绕所述风扇，并且进气口结构附接在所述中间结构上。

通常，飞行器发动机舱具有如下结构：其包括进气口结构、中间结构以及下游段。术语“下游”在此是指与冷气流穿过涡轮喷气发动机的方向对应的方向。术语“上游”指代为与之相反的方向。

进气口结构位于用于推进飞行器的涡轮喷气发动机的上游。在该进气口结构的下游，中间结构用于环绕涡轮喷气发动机的风扇。进一步下游的是下游段，该下游段通常容纳用于环绕涡轮喷气发动机的燃烧室的推力反向器装置。发动机舱止于喷嘴，该喷嘴的出口位于涡轮喷气发动机的下游。

进气口结构一方面包括进气口唇缘，另一方面包括下游结构，其中，所述唇缘固定在所述下游结构上。进气口唇缘适于允许需要供应给涡轮喷气发动机的风扇和内部压缩机的气体朝向涡轮喷气发动机的最佳的气体汇合。下游结构用于适当地将气体导向风扇的叶片。下游结构通常包括外板和内板。所述内板包括声学罩，使得能够减小由涡轮喷气发动机和结构的振动而产生的噪音。下游结构和进气口唇缘被固定在属于发动机舱的中间结构的风扇壳体的上游。

根据地面和飞行中的相对温度和湿度条件，在唇缘的轮廓上、尤其是其内轮廓处可能形成冰。冰的形成对于涡轮喷气发动机的固定或转动部分的机械操作是危险的，并且可能导致性能的下降。因此，用于进气口唇缘的这部分的除冰系统被开发以解决这种问题。示例尤其包括文献US4 688 757和EP1 495 963。

已知，借由引导装置15(参见图1)通过滑动整合了中间结构5的上游的进气口唇缘的外板40来进行容纳于进气口结构内的设备的维护操作。通常，这种引导装置15采用轨道系统的形式。

然而，引导装置15，特别是轨道，在从关闭状态到打开状态(参见图2)的转变中容易变形。其中，“打开状态”在此指的是一种形态，处于该形态中的进气口结构沿上游方向演变。该打开状态对应于飞行器在地面上用于维护的形态。相反的，“关闭状态”在此指的是另一种形态，处于该形态中的进气口唇缘附接至内板的上游端。关闭状态对应于飞行器能够起飞的形态。

在打开状态，引导装置，特别是轨道系统，支承着活动组件的重量，而该活动组件通常大于轨道的弯曲强度。结果，如图2所示，在轨道系统的情况下，引导装置15会发生变形，这种变形表现为引导装置15相对于其轴线弯曲。例如风的外部因素也会加强这种变形。这种变形使得打开操作更加困难。

而且，轨道的上游端由于被操作者作为蹬梯使用，进一步加强了这种变形的风险。

因此，本发明的目的之一是提供一种限制引导装置变形的发动机舱。

为此，根据第一个方面，本发明涉及一种涡轮喷气发动机舱，包括：

-进气口结构，其能够将气流引向涡轮喷气发动机的风扇，并且包括至少一个整合了进气口唇缘的纵向外板；

-中间结构，其用于环绕所述风扇，并且所述进气口结构附接在所述中间结构上，通过这种方式以确保气动连续性；

-至少一个内板，其包括声学罩，并且在自身下游端处固定至所述中间结构的上游端，由此形成了所述发动机舱的固定结构；以及

-引导所述外板的引导装置，其能够允许所述外板沿所述发动机舱的上游方向基本直线运动从而能够打开所述进气口结构，

值得注意的是，它包括加强装置，该加强装置被设计成当所述进气口结构打开时以抵御超出预定形变的所述引导装置的机械负荷。

根据本发明的发动机舱，能够将引导装置的变形限制为预定的最大形变量。这种运动限制尤其应用在具有明显的变形趋势(特别是弯曲)的引导装置的上游端。事实上，加强装置抵御在打开状态下超出特定阈值的机械负荷，这使得引导装置能够更有效地执行引导功能。

进一步的，根据本发明所述的发动机舱的加强装置可有利地仅当形变发生时(例如引导装置的原始形状被改变时)抵御负荷。

事实上，在引导装置能够承受负荷的第一次使用过程中，加强装置不会影响所述引导装置的工作。

进一步的，根据本发明的发动机舱能够有更好的调整限制，处于该限制中的加强装置能够承受由于加工本身所产生的引导装置的任何未对准。

根据本发明的其他特征，根据本发明的发动机舱可包括一个或多个以下可选特征中的单独或者所有可能特征的结合：

-预定形变发生在至少一个方向上，其中，该至少一个方向属于基本垂直于所述引导装置的主方向的平面，

-加强装置在空载状态下在它们之间、或者与发动机舱的元件之间具有非零的间隔，这允许在引导装置过多负荷的情况下存有一个接触带，而不需要创建接界面区域，也不会将负荷从引导装置转移到内板，特别是在飞行过程中的声学罩，

-加强装置包括固定在内板上的突出构件，并且在空载状态下与所述引导装置之间具有非零的间隔，

-加强装置以反向的L的形状被固定在所述内板上，并且所述引导装置与在空载状态下的L形的所述加强装置的横向部分之间具有非零的间隔，这能够避免在内板上的任何紧固，

-加强装置具有负荷抵御部分，该负荷抵御部分具有与所述引导装置基本互补的形状，在空载状态下，所述负荷抵御部分与所述引导装置之间具有非零的间隔，这能够在空间的多个方向上抵御负荷，

-加强装置包括固定在所述引导装置上的突出构件和固定在所述内板上的凸耳，所述突出构件与所述凸耳相对安装，且在空载状态下二者之间具有非零的间隔，这能够省去在内板上的结构化紧固件，特别对于声学罩，从而不会改变能够吸音的表面，

-加强装置包括第一构件，该第一构件固定在所述外板上、并且能够在安装在所述内板上的坡台上运动，这使得能够取代引导装置的明显变形，尤其是轨道的弯曲，

-第一构件和坡台具有基本为零的间隔，这使得能够在操纵阶段，相对于固定结构和中间结构跟随和支撑活动结构和外板，

-第一构件的一端包括能够在坡台上滚动的滚子，其允许在负荷的情况下限制摩擦的运动，

-坡台包括位于上游端的止挡部，其使得能够防止该端从上游坡台滑落而进一步损害引导装置的风险，

-加强装置包括安装在所述引导装置上的第一止挡构件和安装在所述内板上的至少一个第二止挡构件，所述第一止挡构件和所述第二止挡构件使用连接装置相连，其中，该连接装置能够变形以抵御由所述引导装置所承受的负荷，这使得能够承受或者考虑到了空间中来自任何方向的任何运动，

-连接装置是连接杆，尤其是由金属件形成，从而不会改变引导装置的位置，并且不会直接抵御由外板承受的负荷，

-连接杆包括弹性形变构件，这使得能够明显地吸收由外板承受的负荷。

参阅附图，在阅读以下非限制性的描述后，该发明将得到更好地理解。

-图1和图2为包括引导装置的现有技术的机舱的横向剖视图，

-图3是根据本发明的机舱的立体图，

-图4是图1中的进气口结构的第一实施例(处于关闭位置)的纵向剖视示意图，

-图5是图4的实施例(处于打开位置)的示意图，

-图6是根据本发明的机舱的横向剖视图，

-图7是图6中的机舱的变型的横向剖视图，

-图8至13是根据本发明的机舱的变型的纵向局部剖视示意图，

-图14是图13中的区域XIV的放大图，

-图15a是在图13的机舱的加强装置中使用的连接杆的局部立体图，

-图15b至15d是在图13的机舱的加强装置中使用的连接杆的变型的横向剖视图。

如图3所示，根据本发明的机舱1构成用于涡轮喷气发动机(未示出)的管状罩壳，通过限定为获得最佳性能所需的内部和外部气动轮廓线，其用于引导其所产生的气流。它还容纳有用于涡轮喷气发动机以及诸如推力反向器的相关系统的操作所必须的多种部件。

机舱1设计成通过挂架3固定至飞机的固定结构(例如机翼2)。

更确切的，机舱1具有以下结构，其包括上游进气口结构4、环绕涡轮喷气发动机的风扇(未示出)的中间结构5、以及环绕涡轮喷气发动机并且通常容纳推力反向器系统(未示出)的下游段6。

进气口结构4分为两个带。第一带是进气口唇缘4a，其适用于允许需要供应给涡轮喷气发动机的风扇和内部压缩机的气体朝涡轮喷气发动机的最佳汇合。第二带是比进气口唇缘4a更下游的段4b，其包括至少一个外板40。根据本发明，唇缘4a被整合到外板40中从而形成单独的可拆卸件。

进气口结构4是可配置的，并包括多个外板40，且每个外板均限定了相应的进气口唇缘部分4a。

根据本发明的机舱1还包括包含壳体9的中间结构5。该中间结构5固定至进气口结构4从而确保气动连续性。

至少一个内板41延伸进气口唇缘4a。内板41用于适当地将气体导向风扇的叶片(未示出)。内板41通过固定夹在其下游端固定至中间结构5的上游端，尤其是在罩9处。因此，内板41与中间结构5一起形成相对于本发明的机舱1固定的结构。进一步的，内板41包括用于减小由涡轮喷气发动机的操作以及结构的振动所产生的噪音干扰的声学罩。该声学罩可由蜂窝结构或者能够减小噪音干扰的任何其他结构制成。

本发明的机舱1还包括用于引导外板40的装置15，其允许外板40沿机舱1的上游方向基本直线运动，从而能够沿与引导装置15的主方向基本平行的方向打开进气口结构4。

在图4和图5所示的情况下，引导装置15完全地固定(可拆卸地)在法国申请FR07/09105所描述的中间结构5上。在该种情况下，声学罩的任何一部分都不被堵塞以允许引导装置15在声学罩上的固定。因此，基本上罩的整个声学表面都可以用来减小噪音干扰。

根据图4和图5所示的实施例，引导装置15包括至少一个轨道系统16以及用于将外板40活动安装在轨道系统16上的装置17。轨道系统16的长形形状使得能够在中间结构5上实现连接功能。优选的，引导装置15包括至少三条径向分布的导轨。通常，轨道系统16大致等距地分布，使得能够平衡根据本发明的机舱1。该轨道系统16因此围绕涡轮喷气发动机的支撑结构布置在风扇壳体的结构的外围上，其中，该支撑结构带有操作所必需的设备。

安装装置17的至少一部分位于中间结构5和内板41的接合带18的下游。如图5所示，在打开状态，该种形态使得能够驱动外板40越过大于或者等于接合带18的长度和内板41的长度之和的距离，从而更容易接触到容纳在本发明的机舱1内的设备。

安装装置17和轨道系统16可具有适于允许安装装置17相对于轨道系统16纵向运动的任何形状。例如，轨道系统16包括在轨道上的导丝钩、能够与轨道系统配合的槽中轨、能够与相应的轨配合的滚子滑道系统、以及能够滑动通过相应开口的纵轴。

引导装置15可包括相对于本发明的机舱1的轴线52基本横向的凹腔50，所述凹腔50位于内板41的下游。因此，凹腔50例如能够以更简单的方式引入软管和缆线类型的涡轮喷气发动机的元件，同时也允许进气口结构4的运动。

在这种情况下，内板41包括声学罩53，该声学罩通常通过诸如螺栓的固定装置(未示出)在其上游端54处固定至进气口唇缘4a。通过完成所述固定从而在飞行器工作时，特别是在飞行过程中，内板41与进气口唇缘4a一直保持接触。

在整合到外板40的进气口唇缘4a和内板的声学罩53之间的界面本身可以是外部的或者内部的，但是它必须确保完全可能的气动连续性。诸如能够与相应的孔配合的定心销的刚性对中装置，或者诸如弹性片的挠性对中装置确保了结构的连续性。

密封设备可以适度地安置在内板41或外板40的界面处。

使用本领域技术人员已知的任何装置，特别是通过法兰，内板41在其下游端70处固定至壳体9的上游端72。由此，内板41和壳体9形成了根据本发明的机舱1的固定部分。

引导装置的下游端80是固定的，例如，使用本领域技术人员已知的任何装置固定至壳体9的下游端82。

本发明的机舱1还包括加强装置90，其配置成抵御超出预定形变的引导装置15的机械负荷。

优选的，预定形变位于至少一个方向，该方向属于基本垂直于引导装置15的主方向的平面。通常，该主方向是大致与本发明的机舱1的轴线52共线的。在轨道系统的情况下，主方向基本对应于与轨道的轴的方向。在这种情况下，轨道不再与其理论位置对准。

根据一个未示出的优选实施例，处于空载状态的加强装置90在它们之间或者与本发明的机舱1的构件(如内板41、外板40和引导装置15)之间具有非零的间隔e。“空载状态”在此是指加强装置处于不抵御由引导装置15承受的负荷的状态。

根据本发明，引导装置15受到了明显的负荷，引导装置15相对于其主轴变形，尤其是变得非直线或者弯曲。加强装置90于是运动以填补间隔e。因此，在引导装置15处在过多负荷的情况下，存有一个接触带，而无需建立接界带。进一步的，负荷没有从引导装置15传递到中间结构5，尤其是在飞行条件下没有传递到声学罩53。

间隔e为零的接触带或多或少是挠性的，从而在例如阵风的情况下，当结构打开时不至于因为粗暴且反复的负荷而使界面划伤。

根据图6示出的优选实施例，加强装置100包括突出构件，该突出构件固定在中间结构、特别是内板41上，并且在空载状态下与引导装置15之间具有非零间隔e。

加强装置100通常具有明显的柱状，使得能够较简单地在本发明的机舱上操纵和安装。

加强装置100可以直接安装在声学罩上或/和引导装置15中。

如图6所示，加强装置110以反向的L形状固定在内板41、特别是声学罩53上。在该实施例中，引导装置15与处于空载状态的L的横向部分具有非零的间隔。因此，固定在中间结构5上的加强装置110的那部分厚度是小的，从而不会过多地影响发动机舱的声学性能。

进一步的，加强装置可以为在上游端的引导装置15实施支撑作用以减少所述装置15所承受的负荷。

根据图7所示的另一优选实施例，加强装置120具有与引导装置15基本互补的形状的负荷抵御部分。在空载状态下，所述部分与引导装置15之间的间隔也非零。这样的实施例使得能够在空间的多个方向上抵御负荷。

根据图8和图9所示的又一优选实施例，加强装置130包括固定在引导装置15上的突出构件132和固定在内表层41上的凸耳135。突出构件132基本与凸耳135相对安装，且在空载状态下具有非零的间隔e。由此，该实施例有利地使得能够避免在中间结构5上、尤其是声学罩53上的结构化固定，从而避免改变能够吸声的表面。

间隔e可以是确定好的，以使本发明的机舱1在飞行形态下该间隔e不为零。

突出构件132可以在引导装置的上游端处固定，从而在引导装置最容易变形的上游端处抵御引导装置15的负荷。

根据图10和图11所示的再一优选的实施例，加强装置140包括第一构件142，该第一构件142固定在外板40上并且能够在安装在内板41上的坡台144上运动。根据该有利的实施例，加强装置140没有固定在引导装置15上。因此，加强装置140能够代替引导装置15的明显变形，尤其是代替轨道的弯曲。

通常，当引导装置15没有发生变形时，能够在坡台144上运动的第一构件142不与坡台144接触。

根据另一变型，第一构件142和坡台144可具有大致为零的间隔，从而在操纵阶段，相对于内板41、特别是声学罩53，跟随和支撑外板40。因此，当引导装置15没有发生变形时，第一构件142与坡台144接触，而第一构件由于弹性能够变形，从而在达到预定的最大变形后抵御机械负荷。

在外板40的运动过程中，为了限制负荷情况下的摩擦，第一构件的一端146包括能够在坡台144上滚动的滚子。

有利地，滚子包括弹性构件，以保持与坡台144保持接触，特别是在坡台144的表面的水平度不佳的情况下。

坡台144可包括减少引导装置15的变形的斜率或者方位角。该实施例使得能够通过在达到预定的最大变形之前抵御负荷，而进一步限制引导装置15的变形。

根据图12所示的实施例，为了防止第一构件的一端146从上游端的坡台144落下而另外损坏引导装置15，坡台144在上游端包括止挡部148。

根据图13所示的实施例，加强装置150包括安装在引导装置15上的第一止挡构件152和至少一个安装在内板41上的第二止挡构件(特别是两个，154和155)。通过连接装置156连接的第一止挡构件152以及第二止挡构件154和155能够变形以抵御由引导装置15承受的负荷。该种实施例使得能够承受或者考虑到了在空间中来自任何方向的引导装置15的任何运动。

连接装置156是可调节的，从而压迫引导装置15并因此阻止任何超静定组件，例如，由多个上部刚性紧固构件涉及三个转动自由度和三个平移自由度施压的组件。

连接装置156能够安装在引导装置15的上游端处，并沿大致垂直于引导装置15的主方向的两条轴线形成角α1和α2。

优选的，连接装置156为连接杆158，其尤其是可调节的(参见图15a)。

连接杆158可以由单独的金属件160形成，从而不会改变引导装置15的位置，并且不会直接抵御由外板40承受的负荷(参见图15b)。

连接杆158还可包括弹性形变构件，从而吸收由外板40承受的负荷，同时限制、或者甚至是消除连接杆的变形。

弹性形变构件因此可以是弹性体构件162和/或弹簧164(参见图15c和图15d)。

Claims

1.一种涡轮喷气发动机舱(1)，包括：

-进气口结构(4)，该进气口结构(4)能够将气流引向涡轮喷气发动机的风扇，并且包括至少一个整合了进气口唇缘(4a)的纵向外板(40)；

-中间结构(5)，该中间结构(5)用于环绕所述风扇，并且所述进气口结构(4)以确保气动连续性的方式附接在所述中间结构(5)上；

-至少一个内板(41)，该内板(41)包括声学罩(53)，并且在自身下游端(70)处固定至所述中间结构(5)的上游端(72)，由此形成了所述发动机舱(1)的固定结构；以及

-引导所述外板(40)的引导装置(15)，该引导装置(15)能够允许所述外板(40)沿所述发动机舱(1)的上游方向基本直线运动从而能够打开所述进气口结构(4)，

其特征在于，所述发动机舱(1)包括加强装置(90；100；110；120；130；140；150)，该加强装置被设计成当所述进气口结构打开时以抵御超出所述引导装置(15)的预定形变的所述引导装置(15)的机械负荷。

2.根据权利要求1所述的发动机舱(1)，其特征在于，所述预定形变发生在至少一个方向上，其中，该至少一个方向属于基本垂直于所述引导装置(15)的主方向(52)的平面。

3.根据前述任一权利要求所述的发动机舱(1)，其特征在于，所述加强装置(90；100；110；120；130；140；150)在空载状态下在它们之间、或者与所述发动机舱(1)的元件之间具有非零的间隔(e)。

4.根据权利要求3所述的发动机舱(1)，其特征在于，所述加强装置(100；110)包括固定在所述内板(41)上的突出构件，并且在空载状态下与所述引导装置(15)之间具有非零的间隔(e)。

5.根据前述任一项权利要求所述的发动机舱(1)，其特征在于，所述加强装置(110)以反向的L的形状被固定在所述内板(41)上，并且所述引导装置(15)与在空载状态下的L形的所述加强装置(110)的横向部分之间具有非零的间隔(e)。

6.根据前述任一权利要求所述的发动机舱(1)，其特征在于，所述加强装置(120)具有与所述引导装置(15)基本互补的形状的负荷抵御部分，在空载状态下，所述负荷抵御部分与所述引导装置(15)之间具有非零的间隔(e)。

7.根据前述任一权利要求所述的发动机舱(1)，其特征在于，所述加强装置(130)包括固定在所述引导装置(15)上的突出构件(132)和固定在所述内板(41)上的凸耳(135)，所述突出构件(132)与所述凸耳(135)相对安装，且在空载状态下二者之间具有非零的间隔(e)。

8.根据前述任一权利要求所述的发动机舱(1)，其特征在于，所述加强装置(140)包括第一构件(142)，该第一构件(142)固定在所述外板(40)上、并且能够在安装在所述内板(41)上的坡台(144)上运动。

9.根据权利要求8所述的发动机舱(1)，其特征在于，所述第一构件的一端(146)包括能够在所述坡台(144)上滚动的滚子。

10.根据权利要求8或9所述的发动机舱(1)，其特征在于，所述坡台(144)包括位于上游端的止挡部(148)。

11.根据前述任一权利要求所述的发动机舱(1)，其特征在于，所述加强装置(150)包括安装在所述引导装置(15)上的第一止挡构件(152)和安装在所述内板(41)上的至少一个第二止挡构件(154，155)，所述第一止挡构件(152)和所述第二止挡构件(154，155)使用连接装置(156)相连，其中，该连接装置(156)能够变形以抵御由所述引导装置(15)所承受的负荷。

12.根据权利要求11所述的发动机舱(1)，其特征在于，所述连接装置(156)为连接杆(158)。

13.根据权利要求12所述的发动机舱(1)，其特征在于，所述连接杆(158)是由金属件(160)制成。

14.根据权利要求12或13所述的发动机舱(1)，其特征在于，所述连接杆(158)包括弹性形变构件。