CN102858635A - 用于飞行器发动机的发动机舱 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于飞行器发动机的发动机舱的支承半结构，所述半结构包括前半框架（3b）和至少一个纵梁（1b）。所述半结构的特征在于：所述梁（1b）和所述半框架（3b）由合成材料形成，所述半框架（3b）具有敞开截面，并且所述半结构具有下述三个特征之一：所述梁（1b）和所述前半框架（3b）形成一体化部件；或所述梁（1b）具有延伸部，所述延伸部具有敞开截面，所述延伸部的形状与所述前半框架（3b）的形状相对应，所述延伸部附接至所述半框架（3b）；或所述半框架具有敞开的延伸部，所述延伸部的形状与所述梁的形状相对应，所述延伸部附接至所述梁。

Description

用于飞行器发动机的发动机舱

技术领域

本发明涉及用于飞行器发动机的发动机舱的领域。

背景技术

众所周知，飞行器发动机（通常是涡轮发动机类型）是安置在发动机舱内部，还有其他作用：

-确保发动机的空气动力的整流，

-允许将外部空气朝向发动机引导，

-允许发动机连接到飞行器。

通常地，发动机和飞行器的连接是由支承机构实现的，该支承结构包括两个上纵梁（由于它们位于发动机舱的顶部，通常称为12点钟梁）、两个下纵梁（由于它们位于发动机舱的下部，通常称为6点钟梁）和一个称为前框架的基本上呈环形的组件，事实上，前框架由两个前半框架形成，每个前半框架在所述上纵梁和下纵梁之间延伸，并且用于附接到发动机的风扇壳体的下游边缘的外围。

这种标准的结构如此处附上的图1所示，其示出了发动机舱的后部部分，在该示例中，发动机舱结合了推力反向器，所述后部部分包括：

-两个12点钟梁1a、1b；

-分别连接到12点钟梁1a、1b并且支承偏转格栅5a、5b的两个前半框架3a、3b；

-两个半罩7a、7b，其中每个半罩分别可滑动地安装在12点钟梁1a、1b上，使得能够暴露偏转格栅5a、5b以实现推力反向（在图1中未示出6点钟梁）。

已知，在推力反向过程中，来自风扇（未示出）并且在次流流路9内流通的空气A1流动通过格栅5a、5b，并且如箭头A2所示朝向发动机舱的前部排出。

左12点钟梁1a和其相关的左前半框架3a分别在图2中以组装状态示出，而图3中是其组装前的状态。

如图3所示，所述组件通常由在梁1b上设置延伸部11制成，该延伸部装在具有匹配形状的腔13内，所述腔13的形状由前半框架3b的壁15限定。

一旦完成所述装配，为了将梁1a上的延伸部11与前半框架3b的壁15固定（见图4），需要附接多个铆钉17。

这种组装方法并不是完全令人满意的，一方面，因为其仅允许力在组装段的一部分上进行传递，并且另一方面，由于铆钉的盲性安装（即，其只能从外部安装），这使其安装和检查复杂化。

这种组件还需要非常长时间的装楔，因此操作上代价较高（有时涉及斜楔的加工）。

发明内容

本发明的目的特别在于：改善每个12点钟梁和其相关联的前半框架之间的连接处的传递力的能力，并且摆脱用于紧固这两个构件的铆钉的盲性安装的缺点。

本发明所要解决的问题还在于减少铆钉的数量，并且简化或甚至取消装楔。

本发明的目的利用一种用于飞行器发动机的发动机舱的支承半结构来实现，其包括前半框架和至少一个纵梁，其中，所述梁和所述半框架由合成材料形成，所述半框架具有敞开截面并且所述半结构具有下述特征之一：

-所述梁和所述前半框架形成一个整体部分，或者

-所述梁具有带有敞开截面的延伸部，延伸部的形状与所述前半框架的形状相匹配，所述延伸部附接至所述半框架，或者

-所述前半框架具有敞开形状的延伸部，延伸部的形状与所述梁的形状相匹配，所述延伸部附接至所述梁。

所述半框架的敞开截面以及所述梁或所述前半框架的延伸部的敞开截面（如果必要的话）使得能够应用这两个方案中的每一个，并且解决上述问题。

事实上，一体化部件是通过一次模塑操作制成（例如，根据已知的RTM（树脂传递模塑）类型的方法或通过灌注成型）。

通过这种一体化部件，在梁和其相关的前半框架之间获得了合成材料的纤维的连续性：以这种方式，在这两个构件之间获得了最优化的力的传递。

以优化的方式（沿力的传递方向）放置纤维获得了关于铝块的质量增益。

此外，在采用一体化部件的情况下，当然不必在构件之间设置附接装置，这使得能够摆脱上述安装和控制的问题。

关于将梁的延伸部附接到其相关的前半框架上的方案，由于延伸部和半框架的敞开形状的匹配，克服了安装和控制用于使这两个部件相互附接的装置的困难。

同样也可以替代性地应用，其中，前半框架具有附接到梁上的延伸部。

通过延长梁（或根据相关变型的前半框架）的延伸部，本发明进一步使得在梁和其相关的前半框架之间的接合部能够远离在梁的12点钟经线（基本上竖向的）和其前半框架之间的高度负载过渡区域。

当梁由铝块加工而成时，因为考虑到所需的材料的成本的合算问题，所以很难延长所述延伸部。另一方面，采用合成材料，所述长度更容易调节。

进一步可以注意到，通过在采用合成材料的两个部分之间提供接合部，使得能够摆脱在金属部件和合成材料部件组装的情况下出现的与热膨胀有关的压力。这将导致在研究时间和质量方面的增益。

此外，当考虑重量和尺寸限制时，具有如上所述的敞开截面的构件能够仅简单地由合成材料形成。

根据本发明的半结构的其它可选特征：

-所述梁是12点钟梁；

-所述梁是6点钟梁；

-所述敞开截面基本上呈C形；

-所述延伸部通过从包括以下方式的群组中选择的方式附接到所述前半框架上：利用粘合剂粘合和利用铆钉附接；

-所述梁的下部和前半框架的下部呈流线型从而能够抑制这些部分之间的间隙，因此确保了空气动力的连续性。

本发明也涉及用于一种用于飞行器发动机的发动机舱，其包括两个根据前述的半结构。

附图说明

根据以下的描述以及对附图的审视，将了解本发明的其它特征和优点，其中：

-图1示出了现有技术中发动机舱的后部的立体图，此发动机舱包括推力反向系统并且如本发明前序部分所描述，

-图2以些微放大比例示出了图1中所示的组件的左半结构的立体图，该左半结构包括12点钟梁和前半框架，

-图3a仍然以放大比例示出了图2的半结构的12点钟梁的立体图，

-图3b以与图3a相同比例示出了图2的半结构的前半框架的立体图，

-图4示出了由图2的线IV指示的区域沿着与图2的平面XZ平行的平面的剖视图，

-图5类似于图2，但是以些微放大的比例示出了根据第一实施例的根据本发明的左半结构的立体图；在图5中不仅12点钟梁可见，6点钟梁也是可见的，

-图6a与图3a类似，示出了根据第二实施例的根据本发明的左半结构的12点钟梁，并且

-图6b与图3b类似，示出了根据第二实施例的根据本发明的左半结构的左前半框架的一部分。

对于所有这些附图，相同或相似的附图标记指代相同或相似的构件或构件的组件。

将注意到在所有的附图中示出了XYZ参考系，当所示出的构件或构件的组件放置在附接在飞行器上的发动机舱中时，这三个轴分别代表示出的构件或构件的组件在其所处的位置的纵向、横向和竖向。

应当注意到，X轴的箭头从发动机舱的下游部分指向其上游部分，“上游”和“下游”应相对于气体在发动机舱内的流通方向（如图1的箭头A1所示）来理解。

具体实施方式

图1至4涉及在本发明的前序部分详细描述的现有技术的元件：因此，这些元件在此不再赘述。

现在请参见图5，其中，根据第一实施例可见，根据本发明的左半结构包括形成为一体的左12点钟梁1b和左前半框架3b。

更特别地，左12点钟梁1b具有大体上基本呈L形的截面，并且左前半框架3b具有开放的大体上基本呈C形的截面。

通过“开放的”，意味着由左前半框架3b的壁限定的容积是一个敞口槽或沟容积，而并不是如图4涉及的现有技术中可见的箱状的封闭容积。

与左12点钟梁1b和前半框架3b形成一体的过渡区域19允许从12点钟梁的L截面转至前半框架的C截面。

当然，在除过渡区域19外的其他地方，梁1b和前半框架3b可以具有不同形状的截面。

特别地，在过渡区域19之外，梁1b可以例如具有箱形截面，或进一步具有Ω（oméga）形截面。

也应当注意到，本发明还能够确保当梁1b下方的整流罩和前半框架3b的径向的下部的整流罩结合时二者之间的空气动力的连续性。特别地，通过限制这些路径之间的间隙以及限制将这些路径绑定在一起的铆钉之间的间隙，能够减小空气动力的损耗。

在梁1b的L形的凹部中设有铰链21，使得允许布置与相关的右12点钟梁连接的杆。

此外，形成加强件23的肋规律地设置在前半框架3b的凹部中，从而能够给予前半框架需要的强度和硬度。

考虑到尺寸和重量的限制，有必要采取合成材料来制造图5所示的半结构。

这些合成材料尤其可以包括嵌入在聚合树脂中的碳纤维织物。

利用这种合成材料获得半结构的方法可以通过例如模塑和烘焙预浸树脂的织物来实现。

可替代地，合成材料可以通过特别地结合了RTM（树脂传递模塑）方法和LRI（液体树脂灌注）方法的LCM（合成材料液体模塑）类型的方法获得。可以通过2D或3D交织、编织、纤维（例如网状物）的自动沉积、或者进一步通过叠加织物来获得干燥的预成型物。

应当注意到，梁1b和前半框架3b在其过渡区域19中的各自的L和C敞开截面极大地简化了需要使用的工具。

可以理解，通过将这些部件形成一体，能够获得合成材料的纤维连续性（尤其在承受了很大的特别是周向力的过渡区域19）。

以此方式获得了一种半结构，所述半结构相对于这些力具有极好的阻抗，和现有技术（参见图4）不同，其不需要诸如铆钉的任何附接装置。

由此实现重量的改善，并且摆脱了现有技术中的与发动机舱的区域中的附接装置的布置和控制的复杂性（此外其高度挤满）有关的所有问题。

在如图6a和6b所示的第二实施例中，由合成材料形成的左前梁1b和前半框架3b形成两个不同的部件，每个部件都通过类似于图5中所描述的实施例的制造方法获得。

左12点钟梁1b包括横向延伸部25（即，基本上与平面YZ平行），所述横向延伸部25具有与前半框架3b的敞开部分形状类似的敞开部分。

所述延伸部25因此以完美匹配的方式与前半框架3b的相应端部27合在一起。

为了获得整个左前结构，梁1b的延伸部25可以以任何适合的方式（例如通过粘合剂粘合或通过放置铆钉）附接到前半框架3b的匹配的端部27上。

可以理解，由于梁1b和前半框架3b在过渡区域19中的形状的完美匹配，能够获得力的最优化的传递，并且因此极大增加了组件的强度。

应当注意到，在放置铆钉的情况下，延伸部25和前半框架的端部27的敞开形状能够使得铆钉更易安装和完全可见，不同于图4中所示的现有技术中的箱形封闭的布置。

当然，本发明不限于以简单的例子提供的上述描述的和示出的实施例。

正如所特别描述的关于12点钟梁和前框架之间的连接的方案，该方案可以变换为所述前框架和6点钟梁27之间的连接，如图5所示。

Claims (7)

1.一种用于飞行器发动机的发动机舱的支承半结构，包括前半框架（3a，3b）和至少一个纵向的梁（1a，1b；27），其特征在于，所述梁（1a，1b；27）和所述半框架（3a，3b）由合成材料形成，所述半框架（3a，3b）具有敞开截面，并且所述半结构具有下述三个特征之一：

-所述梁（1a，1b；27）和所述前半框架（3a，3b）形成一体化部件，或

-所述梁（1a，1b）具有延伸部（25），所述延伸部（25）具有敞开截面，所述延伸部的形状与所述前半框架（3a，3b）的形状相匹配，所述延伸部（25）附接至所述半框架（3a，3b），或

-所述前半框架具有敞开形状的延伸部，所述延伸部的形状与所述梁匹配，所述延伸部附接至所述梁。

2.如权利要求1所述的半结构，其特征在于，所述梁（1a，1b）是12点钟梁。

3.如权利要求1或2所述的半结构，其特征在于，所述梁（27）是6点钟梁。

4.如前述权利要求中任一项所述的半结构，其特征在于，所述敞开截面基本上呈C形。

5.如前述权利要求中任一项所述的半结构，其特征在于，所述延伸部（25）通过从包括以下方式的群组中选择的方式附接到所述前半框架上：利用粘合剂粘合和利用铆钉附接。

6.如前述权利要求中任一项所述的半结构，其特征在于，所述梁的下部和所述前半框架的下部呈流线型，从而能够抑制这些部分之间的间隙，并因此确保空气动力的连续性。

7.一种用于飞行器发动机的发动机舱，其特征在于，包括两个根据前述权利要求中任一项所述的半结构。

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