CN102295076B - 制造用于飞行器发动机安装挂架的气动整流罩的肋的方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种制造用于飞行器发动机安装挂架的气动整流罩的肋的方法，其包括：针对每个肋(46)，通过超塑性成型生产给定的肋预成型件(46a)；以及，关于所述组中的与所述预成型件(46a)相比具有较小尺寸的至少一个肋(46)，将所述预成型件(46a)分割成四个预成型件部分(56a-56d)，所述预成型件部分分别结合由所述预成形件形成的四边形的四个角中的一个，然后将所述四个部分彼此接合从而获得所述肋。

Description

制造用于飞行器发动机安装挂架的气动整流罩的肋的方法

技术领域

本发明涉及一种用于发动机安装设备的下后部气动整流罩，其用以置于飞行器机翼表面与相关的发动机之间，该整流罩也被称作“防护罩”或“APF”(“后部挂架整流罩(AftPylonFairing)”)。

这种安装设备——也被称作“EMS”(“发动机安装结构(EngineMountingStructure)”)——例如允许将涡轮发动机悬挂在飞行器机翼表面下方，或允许该涡轮发动机安装在该同一机翼表面上方，又或者允许其侧向地安装在机身的后部部分中。从WO2009/037267已知安装设备的示例。

更具体地，本发明涉及装配至下后部气动整流罩的横向内部加强肋，并且更具体地，涉及其制造方法。

本发明可应用于装配有涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机的任何类型的飞行器。

背景技术

实际上，安装设备设计成构成了涡轮发动机和飞行器机翼表面之间的连接接合部位。其使得能够将由其相关联的涡轮发动机所产生的力传递至该飞行器的结构，并且还允许在发动机与飞行器之间的燃料运送以及电气、液压和空气系统的通过。

为了确保力的传递，所述结构包括通常为“箱体”类型的刚性结构——也被称作主结构，即由通过横向加强肋彼此连接的上、下梁和侧板的组件形成。

其次，所述设备装配有置于涡轮发动机和刚性结构之间的安装装置，并且这些装置通常包括两个发动机附连件以及用于传递由涡轮发动机产生的推力的设备。在现有技术中，该传动设备通常包括两个侧向连接杆，所述侧向连接杆首先连接至涡轮发动机的风扇罩的后部部分，并且此外连接至附连于发动机中央罩的后部附连件。

类似地，安装设备还包括构成置于刚性结构和飞行器机翼表面之间的安装系统的另一系列的附连件，并且该系统通常包括两个或三个附连件。

此外，挂架装配有多个辅助结构，其允许系统隔离并保持在适当位置、同时支撑气动整流罩元件，其中所述辅助结构通常采取添加至所述结构的板组件的形式。以本领域技术人员已知的方式，辅助结构与刚性结构的区别在于，其并不传递源于发动机的必须传递至飞行器机翼表面的力。

辅助结构包括下后部气动整流罩——也被称作APF，其具有多种功能，其中之一是形成热屏障或防火屏障，并且形成发动机出口与安装挂架之间的气动连续性。

下后部气动整流罩通常采取箱体的形式，其包括通过横向内部加强肋彼此接合的两个侧板以及热防护底板，横向内部加强肋在整流罩的纵向方向上相对于彼此间隔开。按照规定，该箱体不能在热防护底板的相对端——即，在发动机悬挂于飞行器机翼表面下方时的上部部分——封闭，因为其在该位置连接至挂架的其它结构。

热防护底板装配有外表面，所述外表面用以由其划界的发动机的主射流遵循，而对侧板来说，由于其定位在发动机二次流的环形通道中和/或发动机的出口处，因此其设计成在外部由发动机的二次流遵循。

由于钛合金TA6V具有的极好的机械特性，并且由于特别是与钢的质量相比具有相对较低的质量，因此内部肋通常由钛合金TA6V制造。

机械加工是用于肋的基本制造技术。其优点在于可提供精确的公差，但无法获得薄肋。实际上，低于例如2毫米的数量级的一定的肋厚度，则肋不再能够承受机械加工应力。

通过超塑性成型来形成这种内部肋也是已知的。其优点在于不受任何机械加工约束的限制，因此极好地适于获得薄肋。相反，由此形成的肋具有不精确的公差。此外，这种制造技术要求针对每个不同尺寸的肋的特定的模具，这意味着高的制造成本。

发明内容

因此，本发明的目的是提供与现有技术的实施方式相比至少部分地解决上述缺点的方案。

为此，本发明的目的在于提供一组横向加强内部肋的制造方法，所述一组横向加强内部肋用于发动机安装设备的下后部气动整流罩，所述发动机安装设备用以置于飞行器的机翼表面与所述发动机之间，其中，所述组包括多个不同尺寸的肋，并且其中，所述方法包括如下步骤：

对于肋组中的每个肋，通过超塑性成型生产给定的肋预成型件，其中，所述预成型件从前面观察具有大致四边形形状的轮廓和横贯该肋预成形件的中央开口；以及

关于所述组中的与所述肋预成型件相比具有较小尺寸的至少一个肋，将所述肋预成型件分割成四个预成型件部分，所述预成型件部分分别结合所述四边形的四个角中的一个，然后将所述四个部分彼此接合从而获得所述组中的所述至少一个肋。

本发明的不寻常之处在于，组中的每个加强肋是由通过超塑性成型生产的相同的肋预成型件获得。因此只要求一个超塑性成型模具来获得组中的所有肋，这样相应地降低了制造成本。

关于组中的每个肋，如果适用的话，其中的一个或多个肋由肋预成型件构成，而一个或多个较小尺寸的其它肋分别通过减小肋预成型件的尺寸——即，通过将肋预成型件分为四个部分并然后重新组装——来生产。后面的获得与预成型件相比具有较小尺寸的肋的方法——从其可以获得组中的所有肋——同样是不寻常的，其使得能够获得薄肋，并使得它们能够通过组装四个肋预成型件部分来提供精确的公差。为此可以想到，组中的所有肋——其包括所讨论的整流罩的所有肋或仅部分肋——可以分别通过将预成型件分为四个部分并然后重新组装来生产。

然而，在不超出本发明的范围的情况下，可以想到肋组包括至少一个由所述肋预成型件构成的肋。在这种情况下，相关的一个或多个肋直接由肋预制件构成，无需使之改变。

肋组优选地包括至少两个不同尺寸的肋，分别通过分割所述肋预成型件并且然后通过将四个预成型件部分彼此接合来生产。如上所述，可选择这种用于获得肋的技术用于组中的每个肋。

使预成型件的四个部分彼此接合优选地是通过激光焊接或通过栓接鱼尾板(fishplate)进行。在以鱼尾板连接(fishplating)或焊接之前调整所述四个肋预成型件部分的相对位置使得能够在肋平面的两个方向上——即，高度和宽度——均获得精确的尺寸。为了进行调整，例如将这些部分布置在简单便宜的定位模具中，这种定位模具在工业中广泛应用。

肋预成型件优选地制成为从前面观察其具有大致梯形形状的轮廓。然而，可以想到例如正方形或长方形的其它四边形的形状。

肋预成型件优选地由钛合金TAV6制成。

本发明的另一目的是提供一种用于发动机安装设备的下后部气动整流罩，所述发动机安装设备用以置于飞行器的机翼表面与发动机之间，其中，所述整流罩形成箱体，其包括通过在所述整流罩的纵向方向上相对于彼此间隔开的一组横向加强内部肋彼此连接的两个侧板，并且还包括具有由发动机的主射流遵循的外表面的热防护底板。

根据本发明，所述一组横向加强内部肋是通过使用上述的方法来制造。

本发明的另一目的是提供一种发动机安装设备，所述发动机安装设备用以置于飞行器的机翼表面与发动机之间，其中，该设备包括如上所述的下后部气动整流罩。

此外，本发明的另一目的是提供一种发动机组件，其包括诸如喷气涡轮发动机的发动机和用于安装该发动机的设备，其中，该设备与刚刚描述的设备一致。

最后，本发明的另一目的是提供一种包括至少一个这种发动机组件的飞行器。

本发明的其它优点和特征将在下面的非限制性的详细公开中变得显而易见。

附图说明

将参照附图进行该描述，其中：

图1表示了飞行器发动机组件的示意性侧视图，该飞行器发动机组件包括根据本发明优选实施方式的安装设备；

图2更详细地表示了装配至图1所示的安装设备的下后部气动整流罩的侧视示意图，其中该整流罩也是本发明的主题；

图3表示了图2中的下后部气动整流罩的一部分的立体图；以及

图4a至图4d表示了装配至图2和图3所示的整流罩的其中一个内部肋的制造的各个步骤。

具体实施方式

参照图1，可以看到飞行器发动机组件1附连至该飞行器的机翼2，其中该组件1包括根据本发明优选实施方式的安装设备4，以及安装在该设备4下方的诸如涡轮喷气发动机的发动机6。

总的来讲，安装设备4包括：刚性结构8，也被称作主结构；用于安装发动机6的支撑装置，其中，这些用于安装的装置具有多个发动机附连件10、12；以及用于传递由发动机6产生的推力的设备14。

作为指示，应当指出，组件1由发动机舱(未示出)包围，并且安装设备4包括另外的一系列附连件(未示出)，所述附连件添加至该刚性结构8并且使得该组件1能够悬挂在飞行器的机翼表面2的下方。

在下面描述的余下部分中，按照惯例，X指的是所述设备4的纵向方向，其也相当于涡轮喷气发动机6的纵向方向以及相当于下后部气动整流罩的纵向方向——将在下文描述，并且其中该方向X平行于该涡轮喷气发动机6的纵向轴线5。另外，Y指的是相对于设备4横向定位的方向，并且也相当于涡轮喷气发动机6的横向方向以及相当于下后部气动整流罩的横向方向，而Z指的是竖直方向或高度，并且这三个方向X、Y和Z是相互正交的。

此外，术语“前部”和“后部”必须相对于由于涡轮喷气发动机6施加的推力而给予的飞行器前进方向进行考虑，该方向由箭头7示意性地表示。

因此，在图1中图示了两个发动机附连件10和12、推力传动设备14、安装设备4的刚性结构8以及添加到所述刚性结构上的多个辅助结构。这些辅助结构隔离这些系统并将它们保持在适当的位置，同时支撑气动整流罩的元件，将在下面进行描述。

如图所示，涡轮喷气发动机6在前部处具有划界出环形旁路管道20的大风扇罩18，并且包括朝向后部的较小中央罩22——其包围该涡轮喷气发动机的芯部。毫无疑问，罩18和22牢固地彼此连接。

如图1所示，设备4具有分别被称为前部发动机附连件和后部发动机附连件的两个发动机附连件10、12。

在本发明的该优选实施方式中，刚性结构8采取大致在方向X上从后部延伸至前部的箱体的形式。

然后，箱体8采取挂架的形式，其具有通常观察到的用于涡轮喷气发动机安装挂架的类似设计，特别是在其装配有横向肋(未示出)的意义上，所述横向肋分别采取在YZ平面排列的矩形的形式。

该优选实施方式的安装装置首先包括前部发动机附连件10，其置于刚性结构8——也被称作角锥体——的前端与风扇罩18的上部部分之间。前部发动机附连件10是以本领域技术人员已知的传统方式设计。

其次，后部发动机附连件12是用于它的置于刚性结构8与中央罩22之间的部分，后部发动机附连件12也是以本领域技术人员已知的传统方式生产。

再次参照图1，挂架4的辅助结构包括：前部气动结构24；后部气动结构26；连接前部气动结构、后部气动结构的整流罩28；以及下后部气动整流罩30。

总的来讲，这些辅助结构是与现有技术中发现的辅助结构相同或相似的传统结构，并且除了下后部气动整流罩30——将在下面详细描述——之外为本领域技术人员已知。

更具体地，前部气动结构24定位成机翼表面2的下前延伸部并且位于主结构8上方。前部气动结构24牢固地组装在刚性结构8上，并在连接于其的风扇检修门组件的上部部分与机翼表面前缘之间具有气动轮廓。于是，该前部气动结构24不仅具有气动整流罩的功能，而且还允许对各种系统(空气、电气、液压、燃料)进行定位、隔离和布线。此外，由于该结构24的前部部分不与刚性结构8接触，因此其通常置于在这两个元件之间限定的空间中的热交换器之间。

作为该结构24的直接后部延伸部、同样位于机翼表面下方并组装在刚性结构8上方的是“连接整流罩”28——也被称作“卡门(Karman)”。其后，仍然在后部方向上，通过后部气动结构26使卡门28得到延伸，后部气动结构26容纳了大部分液压设备。该结构26优选地完全位于刚性结构8的后部，并且因此附连于飞行器机翼表面的下方。

最后，刚性结构8和后部气动结构26的下方是下后部气动整流罩30——也被称作“防护罩”或“后部挂架整流罩”。其基本功能是形成热屏障——也被称作防火屏障——以用来保护挂架和机翼表面免受由主射流释放的热量的损害，并且形成发动机出口与安装挂架之间的气动连续性。

上述整流罩30包括热防护底板32或装配有外表面的下梁，发动机的主射流遵循所述外表面，所述外表面将所述发动机主射流部分地且径向地朝向外侧划界，而从发动机的排气喷嘴33排出的该主射流由箭头36示意性地表示。此外，整流罩30还包括两个侧板44，其中对所述侧板44来说，由于其定位在发动机二次流的环形旁路管道40中和/或在发动机的出口处，因此所述侧板44设计成使得由箭头38示意性地表示的发动机的二次流从外部遵循。

应当指出，在描述的优选实施方式中，发动机6悬挂于飞行器的机翼表面下方，挂架的和机翼表面的关于主射流36的热防护底板32构成整流罩30的下部部分。当然，在发动机安装于机翼表面上方的替代性情况下，该底板将构成整流罩的上部部分。

最后，如图1所示，使底板32的前端跟随排气喷嘴33的上后端，或也可使其定位成非常靠近该同一后部喷嘴端33。

现参照图2和图3，图中更详细地示出了下后部气动整流罩30，其采取了大致箱体的形状，所述下后部气动整流罩在顶部由上梁35封闭，即，在气动整流罩30安装于其上的挂架4的其它结构——即后部气动结构26和刚性结构8——的方向上。整流罩30优选地具有对应于XZ平面的对称平面P，其中该平面P也构成整个安装设备4和发动机6的竖直对称平面。

箱体形状的下后部气动整流罩30还包括两个侧板44(为了清楚起见，图2和图3分别仅示出一个)，其中这些板44分别在平面P的两侧上大致在平面XZ中排列。所述板44由一组横向内部加强肋46安装在一起，所述一组横向内部加强肋46在X方向上彼此之间具有间隔，其中这些肋46分别在平面YZ中排列。这些横向排列的肋46也安装在上梁35和下梁32上，由此使得形成箱体的所有外部元件32、35、44能够保持在一起。

如图3所示，此处的整流罩30包括一组五个横向肋46，其由稍后介绍的方法制造并且所述方法也是本发明的目的。

各个肋46采用了大致平面的形状，其厚度例如为几毫米、优选地小于等于2毫米。总的来讲，其具有大底边朝向顶部定位且小底边朝向底部的、在其中央由开口穿孔的梯形形状。因此大底边连接至整流罩的上梁，而下底边连接至整流罩的下梁，并且其两个侧边分别连接至该同一整流罩的两个侧板。

作为指示，开口面积占据由该开口横贯的肋的总面积的40％至60％。

尽管其中一些可能具有相同的尺寸，但是如图3所示，梯形框架形式的五个肋46具有不同的尺寸。在所表示的优选实施方式中，越朝向后部肋变得越小，即朝向整流罩30前部定位的肋的高度和/或重量较大，而朝向该整流罩后部定位的肋较小。

参照图4a至图4d，表示了所述组的四个肋46——其定位在该同一组五个肋中的最前面的肋的后部——中的其中一个的制造。

首先参照图4a，该肋的制造由通过超塑性成型——也被称作SPF(SuperplasticForming)——生产肋预成型件46a开始。该预成型件46a具有类似于最终的肋46的几何形状。具体地，如图4a所表示的从前面观察，预成型件46a具有大致四边形形状的轮廓50，并且更具体地为梯形形式。此外，其具有完全横贯预成型件46a的中央开口52，其也具有大致梯形形状，从而使得预成型件46a具有遵循梯形轮廓的框架的大致形状。

肋预成型件46a由单片钛合金TAV6生产，钛合金TAV6具有用于实施超塑性成型的步骤的适当特性，从而使得能够以本领域技术人员已知的方式获得预成型件46a。

本发明的其中一个特征在于只需要一个单独的超塑性成型模具就可以从这种同样的肋预成型件46a全部获得所述组的五个肋。

虽然可以以其未修改的状态用于生产所述组中最大的——即最前面的——肋，但是该预成型件46a的尺寸大于所需的肋的尺寸。

相反，通过在高度和宽度上减小预成型件46a的尺寸来继续制造所需的肋。为此，如图4b中示意性地表示，分割所述肋预成型件46a，以至将其分成四个肋部分56a至56d。因此完成四个部分56a至56d——其分别包括梯形的其中一个角58a至58d——的分割，使得从预成型件去除材料，以便达到所需尺寸。在图4b中，以灰色示出的四个部分60表示例如通过机械加工或冲压成形而去除的去除材料。

各个部分优选地在它们相关联的梯形侧边上居中，所述各个部分横穿相关联的梯形侧边直至开口52，但是在不超出本发明范围的情况下其它构造也是可以的。

因此，待完成的预成型件的尺寸减小得越大，则待除去的部分60的量越大。此外，应当指出，位于梯形两个侧边上的两个部分60的尺寸是相同的，正如对于位于梯形的底边上的两个部分60来讲尺寸是相同的。

图4c示出了从肋预成型件去除材料之后获得的四个部分56a至56d，然后将这些相互独立的部分定位在传统的定位模具(未示出)中，以便使其占据限定的相对位置，从而使得能够获得所需的肋。这样还确保了在肋平面中的两个方向上——即在高度方向和宽度方向上——的精确的尺寸，梯形的两个底边在所述高度方向上分离，而该同一梯形的两个侧边在所述宽度方向上分离。

随后，当四个预成型件部分56a至56d已相对于彼此重新定位时，通过栓接鱼尾板、或通过激光焊接、或通过本领域技术人员认为适当的任何其它技术将它们进行连接，以便获得较小的内部横向加强肋。图4d示出使预成型件部分56a至56d两两连接的焊道64，如图所示，在这些部分之间的接合处没有任何位差(leveldifference)的情况下，重新组合的肋具有仍大致为梯形形状的轮廓50。为了获得该特性——该特性有利地使得肋能够更好地遵循由肋保持的整流罩的外部元件，从梯形的底边去除的部分60的量与从梯形的侧边去除的部分60的量相关。

当然，为了获得同一预成型件尺寸46a的组中的其它三个肋，待完成的预成型件尺寸缩小得越大，则要去除的部分60的量越大。

当然，本领域技术人员可以对仅以非限制性示例描述的本发明进行各种改型。关于这一点，可以特别地表述为：如果发动机组件1以将其悬挂于飞行器机翼表面下方的适当构造呈现，则该组件1也可以以使其能够安装于该同一机翼表面上方或在机身的后部部分中的不同构造呈现。

Claims (10)

1.一种制造一组横向加强内部肋(46)的方法，所述一组横向加强内部肋(46)用于发动机(6)的安装设备(4)的下后部气动整流罩(30)，所述发动机(6)的安装设备(4)用以置于飞行器的机翼表面与所述发动机(6)之间，其中，所述一组横向加强内部肋包括多个不同尺寸的横向加强内部肋，并且其中，所述方法包括如下步骤：

对于所述一组横向加强内部肋中的每个横向加强内部肋(46)，通过超塑性成型生产同样的肋预成型件(46a)，其中，所述预成型件从前面观察具有大致四边形形状的轮廓(50)和横贯该肋预成形件的中央开口(52)；以及

关于所述一组横向加强内部肋中的与所述肋预成型件(46a)相比具有较小尺寸的至少一个横向加强内部肋(46)，将所述肋预成型件(46a)分割成四个预成型件部分(56a-56d)，所述四个预成型件部分分别包含所述四边形的四个角中的一个，然后将所述四个预成型件部分彼此接合从而获得所述一组横向加强内部肋中的所述至少一个横向加强内部肋。

2.根据权利要求1所述的制造一组横向加强内部肋(46)的方法，其中，所述一组横向加强内部肋包括至少一个由所述肋预成型件(46a)构成的横向加强内部肋(46)。

3.根据权利要求1或2所述的制造一组横向加强内部肋(46)的方法，其中，所述一组横向加强内部肋(46)包括至少两个不同尺寸的横向加强内部肋，其中，所述不同尺寸的横向加强内部肋分别通过分割所述肋预成型件(46a)并且然后通过将所述四个预成型件部分(56a-56d)彼此接合来生产。

4.根据权利要求1或2所述的制造一组横向加强内部肋(46)的方法，其中，所述四个预成型件部分(56a-56d)通过激光焊接或通过栓接鱼尾板彼此接合。

5.根据权利要求1或2所述的制造一组横向加强内部肋(46)的方法，其中，所述肋预成型件(46a)制成为从前面观察其具有大致梯形形状的轮廓(50)。

6.根据权利要求1或2所述的制造一组横向加强内部肋(46)的方法，其中，所述肋预成型件(46a)由钛合金TAV6制成。

7.一种用于发动机(6)的安装设备(4)的下后部气动整流罩(30)，所述发动机(6)的安装设备(4)用以置于飞行器的机翼表面(2)与所述发动机(6)之间，其中，所述整流罩形成箱体，所述箱体包括通过在所述整流罩的纵向方向(X)上相对于彼此间隔开的一组横向加强内部肋(46)彼此连接的两个侧板(44)，并且还包括具有由所述发动机的主射流(36)遵循的外表面(72)的热防护底板(32)，

其特征在于，所述一组横向加强内部肋(46)是通过实施根据前述权利要求中任一项所述的制造一组横向加强内部肋(46)的方法来制造的。

8.一种发动机(6)的安装设备(4)，所述发动机(6)的安装设备(4)用以置于飞行器的机翼表面(2)与所述发动机(6)之间，其特征在于，所述发动机(6)的安装设备(4)包括根据权利要求7所述的下后部气动整流罩(30)。

9.一种发动机组件(1)，其包括发动机(6)以及根据权利要求8所述的发动机(6)的安装设备(4)。

10.一种飞行器，其包括至少一个根据权利要求9所述的发动机组件(1)。