CN102470926A - 包括涡轮发动机的悬挂支柱的用于飞行器的组件，所述组件的附接于机翼上的装置是以t形布置 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于飞行器的组件，其包括将悬挂支柱的第一结构(46)附接到机翼(6)的附接装置(54)，该附接装置形成静定系统，并特别由以下部件构成：附接件(102)，其容纳在机翼前缘(55)中，且被设计为仅承担施加在横向的和纵向的力；附接件(129)，其包括一向后延伸的连杆(130)，所述连杆的一端连接至所述第一结构(46)，所述连杆的另一端连接到所述机翼元件(6)，在竖直方向(Z)上所述连杆(130)偏离附接件(102)。

Description

包括涡轮发动机的悬挂支柱的用于飞行器的组件,所述组件的附接于机翼上的装置是以T形布置

技术领域

本发明涉及用于飞行器的组件的领域，该用于飞行器的组件包括机翼元件，涡轮发动机，优选为双流涡轮喷气发动机，以及将涡轮发动机附接至机翼元件的悬挂支柱，优选为将涡轮发动机悬挂在机翼下。

本发明还涉及上述组件的悬挂支柱，其目的在于缩小其体积控制以便限制可能引起的动力损失。

为此，本发明首先涉及用于飞行器的组件，该用于飞行器的组件包括机翼元件，涡轮发动机，及用于将涡轮发动机附接至所述机翼元件的悬挂支柱，该悬挂支柱包括用于传送力的第一结构，将该第一结构附接至所述机翼元件的附接装置，该附接装置形成为静定系统。

发明内容

据本发明，所述附接装置由以下元件组成：

第一附接件或第一组附接件，其容纳于机翼元件的前缘，并且只承担沿涡轮发动机的横向方向和纵向方向施加的力；

第二附接件，其容纳在机翼元件前缘，且在横向方向上偏离第一附接件或第一组附接件，其被设计为只承担沿涡轮发动机纵向方向施加的力；

第三附接件或第三组附接件，其在竖直方向上偏离第一附接件或第一组附接件的和第二附接件，并被设计为只承担沿涡轮发动机的横向和竖直方向施加的力；以及

第四附接件，其包括延伸至后部的连杆，其第一端连接于第一结构上，其第二端连接于机翼元件上，所述在竖直方向上连杆的所述第一端部偏离第一附接件或第一组附接件。

由于本发明静定附接装置的设计，一方面借助于第一附接件或第一组附接件以及第二附接件都承担沿纵向方向施加的力，另一方面借助于与连杆相结合的在竖直方向上偏离前述附接件的第四附接件承担沿连杆方向施加的力——该力因向后延伸而至少有一个纵向分量，从而令人满意地形成沿横向方向施加的动量的反作用。

因此，所涉及的附接件形成了在竖直方向上的偏离，这与现有技术中的实施例不同，在现有技术中，通常由所述第一结构上的两个横向分隔开的附接件确保沿横向施加的动量的反作用，所述两个附接件的每一个都设计为反作用于沿竖直方向施加的力。

其结果就是减少了支撑附接装置的支柱的第一结构的横向体积，即减少了组件内部支柱引起的动力损失。在这方面，应注意到在双流涡轮发动机的优选实施例中，支柱的第一结构通常制作成跨过第二环形通道的至少一部分，通过使得管道中的横向尺寸减小，第一结构只引发第二流的较小的扰动，因此飞行器的整体性能令人满意。

另外，第一附接件或第一组附接件以及第二附接件之间在横向上的偏移可以非常大，因为这两组附接件被容纳在机翼元件的前缘，且因此它们可以在整个翼展上互相分隔开，而不会引发额外的气动干扰。也就是说，这些附接件可以根据需要沿前缘的整个翼展的长度彼此分隔开，这样可以在承担沿竖直方向施加的动量时获得较大的力臂，这借助了这两个附接件分别承担沿纵向施加的力。增加的力臂确保减小每个附接件需要承担的力，因此可以减小这些附接件的尺寸，减少成本以及整个组件的质量。

优选地，所述第三附接件或第三组附接件布置在第一附接件或第一组附接件下面，连杆的连接于第一结构上的第一端被布置在第三附接件或第三组附接件下方。这样就使得连杆远离第一附接件或第一组附接件，以更好地承担施加在横向的动量，因此最常见的原因是因为这是由处于工作中的涡轮发动机产生的纵向推力直接导致。但是，第三附接件可以不被放置在第一附接件和连杆的第一端之间，例如在连杆的第一端下方，这并不超出本发明的保护范围。

优选的是，沿纵向方向观察，所述附接装置布置成T形，第一附接件或第一组附接件和第二附接件分别连接于容纳在机翼元件的前缘内的T形头部的端部，并且第三附接件或第三组附接件和连杆连接于T形底部。

这种特别的T形设计因其只有T形底部的全部或部分用于刺入双流涡轮发动机的第二环形管道，因此对第二流仅仅引起较小的气动干扰。

为了更进一步减小这些扰动，优选的是从前部沿纵向方向看去，第三附接件或第三组附接件和第四组附接件都被悬挂支柱的第一结构遮挡。因此，不再需要安装附加的整流罩以遮挡这些附接件。

优选地，第一附接件或第一组附接件由单独的附接件构成，和/或第三附接件或第三组附接件由单独的附接件构成，同样可以设想由两个单独的附接件构成，这也不超出本发明所保护的范围。

优选地，第一附接件或第一组附接件和第二附接件固定至机翼元件的前梁的上端，沿翼展方向活动。

优选地，涡轮发动机为双流涡轮发动机，包括风机罩和布置在风机罩下游的中间匣，及支撑结构臂的轮毂。

所述涡轮发动机包括第一结构外壳，该第一结构外壳从中间匣的轮毂的下游延伸，该外壳参与减小涡轮发动机第二流的通道的内半径。

所述悬挂支柱的第一结构包括第二结构外壳，该第二结构外壳安装在所述第一结构外壳上，且布置在其下游延长部上以便也参与减小第二流的通道的内半径。所述悬挂支柱的第一结构还包括布置在第二流的通道中的偏离结构，该偏离结构将第二结构外壳连接至机翼元件，并支撑所述悬挂支柱的附接装置的至少一部分，优选为全部。

所述悬挂支柱的此第一结构与发动机的轴线距离最近的结构外壳形成一体，因此它的体积和整体质量都有利地被减少了。此外，由于所述分别环绕发动机轴线的两个结构外壳之间的固定，令人满意地确保沿沿涡轮发动机的横向施加的动量的反作用，因此减少了涡轮发动机在此方向上的弯曲程度。

此外，在涡轮发动机将安装在飞行器的机翼元件下方的情况下，另一优点是可以将支柱安装在机翼上同时又不会接触后者的脊线，且使得涡轮发动机与地面保持足够的间隙，这些都是因为将第二结构外壳安装在离发动机轴线足够近的地方。

本发明还涉及包括至少一个如上所述的组件的飞行器，机翼元件优选地包括飞行器的主机翼。

本发明的其他优点及特征在下述非限定性实施例的详细说明中变得显而易见。

附图说明

本说明书据以下附图做出进一步说明。

图1是根据本发明优选实施例的用于飞行器的组件的纵向半剖视图，其中发动机组件被悬挂在机翼下方。

图2a和图2b是第一结构的两个透视图，该第一结构传递属于如图1所示的组件的发动机组件的悬挂支柱的力，这两个图分别从两个角度拍摄。

图3a和图3b是装备涡轮发动机的第一结构外壳的两个透视图，所述涡轮发动机属于图1中所示组件的发动机组件的一部分，这两个图分别从两个角度拍摄。

图4和图5分别是沿图1中线IV-IV和V-V的剖面示意图。

图6和图7分别与图2b和图2a类似，示出了装有悬挂支柱的附接装置。

图8是前面附图中所示的悬挂支柱的第一结构的正视示意图。

图9是本发明另一优选实施例中的用于飞行器的组件的纵向半剖视图，发动机组件也悬挂在机翼下。

图10是图9中所示发动机组件的悬挂支柱的第一结构的后视示意图。

具体实施方式

参见图1，根据本发明优选实施例中的发动机组件1，可观察到飞行器中的组件100。该组件包括机翼元件6，在此是飞行器的主机翼，以及悬挂在机翼元件6下的发动机1。

组件1通常包括涡轮发动机，在此优选地为双流涡轮喷气发动机2，及可将涡轮喷气发动机悬挂在飞行器的主机翼6下方的悬挂支柱4。

在说明书以下段落中，通常地，X指的是涡轮喷气发动机的纵向，其与涡轮喷气发动机的纵向轴线8平行，其也被称为发动机轴线。另外，Y指的是涡轮喷气发动机的横向方向，Z指的是竖直方向，或是高度，这三个方向X，Y，Z互相垂直。

此外，术语“上游”和“下游”是相对于涡轮喷气发动机的气体流动的主方向而言的，该方向由箭头10示意性示出。

在图1中，可观察到涡轮喷气发动机2包括很多从上游至下游连续地相互固定的机匣，风机罩12，中间匣14，中央匣，也称为气体发生匣16，之后是气体排放匣18。中间匣具有在轴线8上定中心的轮毂20，臂22从所述轮毂8径向延伸，支撑机匣14的外部套圈24，该套圈24位于风机罩12的下游延伸部。涡轮喷气发动机的短舱26围绕这两个元件12，24。

轮毂20处于分流嘴30的下游，将进入风扇的气流32分为经过气体发生器的第一气流34和通过为此而设计的环形通道38的第二气流36，所述环形通道也被称为第二环形通道。

除了以上提到的各个机匣，其中某些也可一体制成。涡轮喷气发动机包括从轮毂20下游延伸的第一结构外壳40，在所述第一结构外壳40在轴线8上定中心时大致沿着X方向。其下游端40b优选布置在涡轮喷气发动机的燃烧室42的紧下游，处于一横向平面中。其环状上游端40a通过螺栓附装在轮毂上，其中多个螺栓(未示出)周向分布。在上游端40a彼此分隔开的大量螺栓使得其可以避免在涡轮发动机的工作期间外壳40椭圆化造成的不良影响。

悬挂支柱4具有第一传力结构46，也被称为刚性结构，以及第二结构48，所述第二结构基本用于容纳设备，也用来形成空气动力结构，所述空气动力结构形成机翼6和涡轮喷气发动机2之间的接合部。因此，我们可以观察到第一结构46包括第二结构外壳50，所述第二结构外壳也在轴线8上定中心，且牢固地安装于第一外壳40的下游端40b上。因此，如前文所述，第一和第二外壳40，50之间的接合部位于第一燃烧室42的下游，优选在紧邻出口的横向平面中，如图所示。此外，第一结构46包括偏离结构52，所述偏离结构52从外壳50沿方向Z延伸，同样也在X方向向后延伸，如图1所示。实际上，可以观察到该结构52在后部装有附接装置54，该附接装置54在后续段落将进行进一步描述，且允许将第一结构46安装在机翼6的结构部分上，特别是在它的向后限定机翼的前缘55的前梁6a上，并沿其翼展方向活动。

在发动机1中，短舱26的内表面58在外径方向上限定第二流36的通道38。此外，该通道38的内径由以下确定：中间匣14的轮毂20，随后结构外壳40的外表面，该结构外壳40包括气体发生匣16的一部分，还有结构外壳50的外表面，该外表面位于第一外壳40的延伸部上。因此，该偏离结构52竖直地延伸穿过第二流的通道38，与悬挂支柱4的第二结构48的方式相同。

如图1所观察到的，结构外壳50的下游端50b靠近气体发生匣16和排放匣18之间的接合部。结果，悬挂支柱的第二结构外壳50在燃烧室和气体排放匣18之间只延伸一个较小的轴向部分。因为要将涡轮发动机安装在外壳50上，外壳50的内表面的直径大于涡轮发动机1的部分的最大直径，该涡轮发动机的部分位于气体发生匣16和排放匣18之间的接合部。

参考图2a和图2b，观察到悬挂支柱的第一结构46。它可以形成一体，或是由互相紧密连接的元件构成。无论以何种方式，结构外壳50形成了基本为环状的结构，并绕发动机轴线8延伸，气体发生匣16的下游端穿过该结构。

在外壳的前端50a设置有附接装置，其与第一结构外壳下游端的互补附接装置协作。该附接装置包括例如设置在中间竖直平面的两侧(未示出)的两个上附接件60a，每个上附接件都只承担在X方向上施加的力。或者所述附接装置包括两个中附接件60b，所述两个中附接件60b设置在前述中间竖直平面的两侧，且被所述外壳的直径面穿过，每个附接件都只承担施加在Z方向的力。最后，所述装置包括被中间竖直平面穿过的下附接件60c，该下附接件60c只承担施加在X方向和Y方向的力，不承担Z方向的力。因此可以在第一结构外壳上得到安装结构，该安装装置形成静定安装系统。

图3a和图3b示出第一结构外壳40，优选制成为一个整体，或是通过将多个元件相互固定而制成。在该外壳的下游端40b，可以看到分别安装在附接件60a，60b和60c对面的互补的附接件62a，62b和62c。

另外，我们可以观察到结构40上有用于入口66的孔，所述入口66用于进入涡轮喷气发动机的气体发生匣，所述入口66由铰接在同一结构40上的活动门68封闭。这样，在图3a中所示的关闭位置，位于外部的门关闭入口66，并且参与限定涡轮喷气发动机的第二流的内半径。但是，当必须对发动机进行操作时，门可以以图3b中所示的方式枢转以打开入口66，从而允许进入由结构40限定的内部空间。

最后，如图3a和图3b中所示，外壳40具有向上和向后开放的狭缝70，该狭缝可允许悬挂支柱的第二结构48通过。

虽然图1中并未示出，但是规定第一结构外壳40通过以规则方式周向分布的多个——如图4中所示的3个——连杆72连接至气体发生匣16。通常在这种连杆通过彼此端部铰接的构造可以解决匣16和结构40之间热膨胀率的差异的问题。可选地，这些连杆72的接合部可以通过在第二结构外壳50的上游端50a上实现。

可替代地或同时地，结构外壳50的下游端50b通过以规则方式绕轴线8周向分布的系统74连接至气体排放匣18或气体产生匣16，或两者之间的接合部。该系统74，如图5中所示，包括布置在两个元件50，18之间的用于吸收两个元件50，18的相对运动的预应力弹簧。

参见图6，我们可以看到附接支柱的第一结构46的可选实施例，实际上是特别地在所述铰接的活动门设计的基础上增加了一个推力反向系统。其他推力反向系统设计都是可以允许的，这些都不超出本发明所限定的范围。

因此，推力反向系统75包括多个组件76，所述组件的每一个都具有门78，所述门78的后端可以铰接在外壳上50。在涡轮喷气发动机的正常工作中，门78用于贴靠在结构外壳50的外表面上，与之共同限定第二流的通道的内半径。在该位置(未示出)，铰接在外壳50的下游端50b的门78具有前端，该前端优选覆盖两个结构外壳40，50的接合部。

为了保证门78展开，每个组件76包括通过开口82的筒形致动装置80，该开口82被折叠状态的门78所覆盖。因此，当筒形致动装置80接收到推力反向系统的致动指令后展开，门78绕自身旋转轴枢转，并且在第二流通过时逐步打开。自然地，所有沿轴线8周向分布的门78同时展开。

一旦门78被展开，循环通过通道38的第二流36冲击由展开的门78的组件构成的径向障碍，并径向向外逆流返回。

图6也示出附接装置54的一部分，该部分将第一结构46附接至机翼6。

该形成静定系统的装置，首先包括插在机翼前梁6a上端和偏离结构52的上端之间的第一附接件101。如同偏离结构52的上端，该第一附接件101被设置成容纳于前缘55。因此其不会从第二环形通道中突出，也不会引起第二流的任何扰动。其只是为了确保承担施加于X方向和Y方向上的力，而不承担施加于Z方向的力。

举个例子，可通过固定在偏离结构52的上端的支架102实现力的反作用，所述支架沿着Y方向突出，被沿方向Z的轴线104穿过。提供另一个固定到前梁6a的装配件106，在所述装配件106中竖直地形成有一孔107，轴线104从所述孔107中穿过。装配件106可以布置在支架的两头间，或相对支架向外。在以上两种情况下，在支架102和装配件106之间沿方向Z可以有相对位移。

装置54还包括第二附接件108，该第二附接件108也布置在机翼的前梁6a的上端和偏离结构52的上端之间。该附接件108也被设计成容纳在前缘55中。优选地，所述附接件布置成使得第一和第二附接件101，108位于通过轴线8的第一结构的中间竖直平面的两侧，该平面对应于发动机组件的中间竖直平面。此外，这两个附接件优选被布置在沿竖直方向相同的高度。因此，第二附接件不会突出至第二环形通道。第二附接件只是承担施加于X方向上的力，而不承担施加于Y和Z方向上的力。

作为示例，可通过这样获得反作用力：连接于偏离结构52的上端的装配件110，该装配件沿着Y方向相对支架102突出，被沿方向Z的轴线112穿过。还提供连接至前梁6a的另一个装配件114，该装配件114被沿方向Z的轴线116穿过。一个或两个小连杆118沿X方向延伸，并且其端部与轴112和116铰接，以在两个装配件110，114之间形成机械连接。

图7示出了构成附接装置54的其它元件。

该图特别涉及插在机翼前梁6a的下端和偏离结构52的中后部之间的第三附接件120。因此，第三附接件120布置在机翼6下在第二环形通道中，被设计为仅承担施加于Z和Y方向的力，而不承担施加于X方向的力。

作为示例，可以通过这样获得力的反作用：设置连接偏离结构52的后面的装配件122，该装配件沿着X方向突出，支撑沿X方向向后凸出的轴或销124。还提供连接到前梁6a下端的另一个装配件126，该另一个装配件126具有沿纵向形成的孔128，轴线124从所述孔128中穿过。在此，装配件122和装配件126可以具有沿方向X的相对位移。

因此，第三附接件120位于第一和第二附接件102，108之下，优选的是前述的中间竖直平面通过该第三附接件，附接件102，108分别布置在所述中间竖直平面的两侧。

最后，附接装置54包括第四附接件129，该第四附接件包括连杆130，所述连杆130向后延伸，布置被轴线8通过的中间竖直平面，同时沿方向X和方向Z倾斜，例如相对这两个方向以接近45°的角度倾斜。

连杆的第一端通过被横向铰接轴134穿过的支架132以铰接方式连接到偏离结构52上，支架132被附接到结构52的后面上，位于第三附接件120下，靠近结构52和外壳50之间的接合部。类似地，连杆的相反端也通过支架138以铰接的方式连接到机翼6，横向铰接销140穿过支架138，支架被附接到机翼6的底面下，在梁6a下游的结构部件6b上。

借助于此设计，连杆130只能承担施加在它本身方向上的力，也就是说，包括Z方向分量和X方向分量的力。

根据上述设计，静定的附接装置可以通过第一和第二附接件102，108以及连杆130承担X方向上施加的力。另外，它们也可以通过第一和第三附接件102，120承担Y方向的力，通过第三附接件120和连杆130承担Z方向的力。

此外，承担施加在X方向的动量是通过沿Z方向相互偏离的且通过承担Y方向的力的第一和第三附接件102，120而实现的。承担施加于Y方向的动量是通过沿Z方向偏离的且分别承担X方向的力和连杆方向的力的第一附接件102和连杆实现的。最后，承担施加于Z方向的动量是通过在前缘55翼展内沿Y方向偏离的且承担X方向的力的第一和第二附接件102，108而实现。

附接装置54完全由上述元件构成，即组件100没有任何其它的元件将支柱连接到机翼上。

如图8中所示，沿X方向观看，装置54布置为T形，第一附接件102和第二附接件108分别连接到容纳在前缘55中的T形头部，第三附接件120和连杆130连接到T形的底部，装配在所述的中间竖直平面中且与偏离结构52相似。此外，在此视图中，我们可以观察到附接件102，108，120和129都被偏离结构52遮挡住了，因此它们无需空气动力学整流罩，因此仅在通过通道38的第二流中引起很小的气动干扰。

参考图9和图10，其示出根据本发明的另一优选实施例的用于飞行器的组件100。该组件具有前述图中的组件100所具有的很多特征。因此，在这些图中，具有相同附图标记的元件是相同的元件或相似的元件。

在本实施例中，只有产生反作用力的第一结构46的设计不同于前图中示出的结构。事实上，其具有基本为长形箱子的形状，其前端利用发动机附接件150固定到风机罩12的上端，并且其后端在Z方向增大以支撑附接装置54。此附接装置由上述相同的元件102，108，120，129制成，在此不再详述。

图10中示出实际上容纳在机翼的前梁6a所限定的前缘55中的两个附接件102，108，且附接件120和129被箱46遮挡，在此，所有四个附接件也被布置成T形。

当然，本领域技术人员可以对本发明进行不同的修改，上述内容仅仅是非限制性的实施例。

Claims (9)

1.用于飞行器的组件(100)，包括机翼元件(6)，涡轮发动机(2)和用于将涡轮发动机附接到所述机翼元件的悬挂支柱(4)，所述悬挂支柱包括用于传递力的第一结构(46)和将所述第一结构附接到所述机翼元件的附接装置(54)，以形成静定系统，

其特征在于，所述附接装置(54)由以下部件构成：

第一附接件或第一组附接件(102)，其容纳在所述机翼元件的前缘(55)中，且被设计为承担在涡轮发动机的横向(Y)和纵向(X)上施加的力；

第二附接件(108)，其容纳在所述机翼元件的前缘(55)中，在横向(Y)上偏离所述第一附接件或第一组附接件(102)，并被设计为承担在涡轮发动机的纵向(X)上施加的力；

第三附接件或第三组附接件(120)，其在竖直方向(Z)上偏离所述第一附接件或第一组附接件(102)以及第二附接件(108)，并被设计为承担在涡轮发动机的横向(Y)和竖直方向(Z)上施加的力；和

第四附接件(129)，其包括向后延伸的连杆(130)，所述连杆的第一端连接至所述第一结构(46)，所述连杆的第二端连接到所述机翼元件(6)，所述连杆的第一端在竖直方向(Z)上偏离所述第一附接件或第一组附接件(102)。

2.如权利要求1所述的组件，其特征在于，所述第三附接件或第三组附接件(120)布置在所述第一附接件或第一组附接件(102)下方，且所述连杆(130)的与所述第一结构(46)相连的第一端布置在所述第三附接件或第三组附接件(120)下方。

3.如权利要求1或权利要求2所述的组件，其特征在于，所述附接装置(54)在纵向(X)上观看时为T形布置，所述第一附接件或第一组附接件(102)和第二附接件(108)分别连接到容纳在所述机翼元件的前缘(55)中的T形的头部的端部，所述第三或第三组附接件(120)和连杆(130)连接至T形的底部。

4.如前述权利要求中任一项所述的组件，其特征在于，从前方沿纵向(X)观察，所述第三附接件或第三组附接件(120)和第四附接件(129)都被所述悬挂支柱的第一结构(46)遮挡。

5.如前述权利要求中任一项所述的组件，其特征在于，所述第一附接件或第一组附接件(102)由单独的附接件构成。

6.如前述权利要求中任一项所述的组件，其特征在于，所述第三附接件或第三组附接件(120)由单独的附接件构成。

7.如前述权利要求中任一项所述的组件，其特征在于，所述第一附接件或第一组附接件(102)和第二附接件(108)被固定至所述机翼元件(6)的前梁(6a)的上端，沿翼展方向运动。

8.如前述权利要求中任一项所述的组件，其特征在于，所述涡轮发动机(2)是双流涡轮发动机，包括风机罩(12)和中间匣(14)，所述中间匣(14)布置在风机罩下游，且包括支撑结构臂(22)的轮毂(20)，

所述涡轮发动机包括从所述中间匣的所述轮毂(20)向下游延伸的第一结构外壳(40)，该外壳(40)协助向内沿径向限制涡轮发动机的第二流(36)的通道(38)，

并且所述悬挂支柱的第一结构(46)包括安装在所述第一结构外壳(40)上的第二结构外壳(50)，该第二结构外壳布置在下游延伸部中从而协助向内径向限定所述第二流的通道(38)，所述悬挂支柱的所述第一结构(46)还包括偏离结构(52)，该偏离结构布置在第二流的通道中，将所述第二结构外壳(50)连接至所述机翼元件，并且支撑所述附接装置(54)的至少一部分。

9.一种包括如前述权利要求中任一项所述的组件(100)的飞行器。

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