CN102310947B - 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

本发明涉及一种用于发动机安装设备的气动整流罩的加强横向内部肋(46)的制造方法，其包括：通过超塑性成型生产肋预成型件，所述预成型件具有大致四边形形状的轮廓和横贯该预成型件的中央开口(52)；将所述肋预成型件分割出沿对角线相对的两个平行直线部(56、60)，从而使所述肋预成型件分为两个半部分(46a’、46a”)；以及通过螺栓进行所述两个肋预成型件半部分(46a’、46a”)的鱼尾板连接。

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——完全封闭，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。

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种用于发动机安装设备的下后部气动整流罩的加强横向内部肋的制造方法，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，所述方法包括如下连续步骤：

通过超塑性成型生产肋预成型件，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型件的中央开口；

将所述肋预成型件分割出两个平行的直线部，第一直线部将四边形的第一角连接至所述开口，而第二直线部将四边形的与所述第一角沿对角线相对的第二角连接至所述开口，其中，该分割使所述肋预成型件分为两个半部分；以及

通过螺栓进行所述两个肋预成型件半部分的鱼尾板连接，从而获得所述加强横向内部肋。

本发明的重要的不寻常之处在于，其使得能够通过利用由超塑性成型得到的肋预成型件来获得薄肋，并且使得能够通过由鱼尾板连接接合两个肋预成型件半部分来提供精确的公差。

分割步骤优选地采用如下的方式，即：使两个直线部由所述四边形的给定对角线提供。替代性实施方式显然包括使所述两个直线部平行、但相对于彼此偏移，即，由两个独立的平行的直线部分别提供。在两种情况中，在两个肋预成型件半部分进行鱼尾板连接之前，它们的相对位置的调整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，例如将这些半部分定位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加强横向内部肋彼此连接的两个侧板，并且还包括具有用以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，所述加强横向内部肋中的至少一个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所示的整流罩的内部肋的制造方法的各个步骤，其中，该方法采取了本发明优选实施方式的形式。

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8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由加强横向内部肋46安装在一起，所述加强横向内部肋46在X方向上相对于彼此间隔开，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。

图4d和4d’表示了这些肋46中的一个，现将描述制造所述肋46的方法。应当指出，根据相同或相似方法可以生产其它加强内部肋。在这两幅图中，表示了从两个相对面观察的给定的肋46，可以看到所述肋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％。

首先参照图4a，肋的制造方法由通过超塑性成型——也被称作SPF(SuperplasticForming)——生产肋预成型件46a开始。该预成型件46a具有类似于图4d和4d’表示的最终的肋的几何形状。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。

随后，将所述肋预成型件46a以如下的方式进行分割，即：将其分为两个肋半部分46a’和46a”。如图4b所示，由于根据将梯形50的第一角58连接至开口52的第一直线部56进行第一分割，并且根据将梯形的第二角62连接至开口的第二直线部60进行第二分割，其中，所述第二角62与上述第一角58沿对角线相对，因此在预成型件的两个沿对角线相对的区域中进行该分割。

在图4b中，两个直线部56、60均由梯形的同一对角线64提供。另一可能性包括如图4b’所示的如下选择，即：使两个部56、60平行、但相对于彼此偏移，即由标记为64’和64”的两个独立的平行的直线部分别提供。在两种情况下，如图4c所示，调整预成型件半部分46a’和46a”的相对位置，使得能够在肋平面的两个方向上——即在高度方向和宽度方向上——获得精确的尺寸，梯形的两个底边根据该高度方向分离，而该同一梯形的两个侧边根据该宽度方向分离。如此，两个预成型件半部分46a'和46a”的重新定位使得能够获得与由肋预成型件46a初始呈现的公差相比更加精确的公差。

此外，当已将两个预成型件半部分46a'和46a”相对于彼此重新定位时，通过栓接鱼尾板将它们连接，以便获得图4d和4d'所表示的加强横向内部肋。

为此，在两个预成型件半部分46a'和46a”之间的两个接合处均包括鱼尾板70。

每个鱼尾板包括支撑抵靠半部分46a’、46a”的其中一个面的板件(blank)72，其中该板件限定在由半部分46a’、46a”的组件重新组合的梯形角上重叠的角。此外，板件72延伸直至开口52，其具有遵循开口52的内侧的边缘74。此外，芯部76在与半部分46a’、46a”相对的面的方向上从板件72凸出，但不延伸超过板件。该芯部76--还从边缘74起始--呈现出面向彼此并且可能与半部分46a’、46a”的其中一个分割边缘接触的两个相对表面。

各个鱼尾板70优选地由单片制成，例如由钛合金制成。

最后，螺栓78使得鱼尾板70的板件72能够固定在鱼尾板70连接的半部分46a’、46a”的端部上。

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 (8)

1.一种用于发动机(6)的安装设备(4)的下后部气动整流罩(30)的加强横向内部肋(46)的制造方法，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，所述方法包括如下连续步骤：

通过超塑性成型生产肋预成型件(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)和横贯该肋预成型件的中央开口(52)；

将所述肋预成型件(46a)分割出两个平行的直线部(56、60)，第一直线部(56)将所述四边形的第一角(58)连接至所述中央开口，而第二直线部(60)将所述四边形的与所述第一角沿对角线相对的第二角(62)连接至所述中央开口，其中，该分割使所述肋预成型件分为两个半部分(46a’、46a”)；以及

通过螺栓进行所述肋预成型件的所述两个半部分(46a’、46a”)的鱼尾板连接，从而获得所述加强横向内部肋(46)。

2.根据权利要求1所述的制造方法，其中，分割步骤采用如下方式，即：使所述两个平行的直线部(56、60)由所述四边形的给定对角线(64)提供。

3.根据权利要求1或2所述的制造方法，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)。

4.根据权利要求1或2所述的制造方法，其中，所述肋预成型件(46a)由钛合金TAV6制成。

5.一种用于发动机(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加强横向内部肋(46)彼此连接的两个侧板(44)，并且还包括具有用以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，所述加强横向内部肋(46)中的至少一个是通过实施根据前述权利要求中的任一项所述的方法来制造的。

6.一种发动机(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5所述的下后部气动整流罩(30)。

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

8.一种飞行器，其包括至少一个根据权利要求7所述的发动机组件(1)。