CN102958803A - 涡轮喷气发动机舱 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种涡轮喷气发动机舱，其包括布置在涡轮喷气发动机上游的进气口（3）、围绕涡轮喷气发动机风扇和其壳体（6）的中间段、及下游段，所述中间段由能够确保机舱外部气动连续性的至少一个航空结构（51）制成，其特征在于，所述航空结构刚性地可拆卸地连接至至少一个周围的固定结构。

Description

涡轮喷气发动机舱

技术领域

本发明涉及一种包括用于围绕涡轮喷气发动机风扇的中间段的涡轮喷气发动机舱。

技术背景

飞机通过容纳在机舱中的多个涡轮喷气发动机来驱动，该机舱还容纳了与其操作相关的辅助致动设备的组件，当涡轮喷气发动机运行或者停止时，该组件确保执行各种功能，例如推力反向系统。

更具体地，机舱通常具有这样一种结构，该结构包括位于发动机上游的进气口、用于围绕涡轮喷气发动机风扇的中间段、用于围绕涡轮喷气发动机的燃烧室并容纳推力反向装置的下游段。

涡轮喷气发动机的风扇基本上包括支承多个叶片的旋转轴。这些叶片在其径向端部由壳体呈圆周环绕。

为了能够进入风扇壳体，中间段通常包括至少两个罩，这些罩能够通过围绕邻近挂架（机舱必须附接至其上）轴线定位的上部纵向铰接线枢转径向打开。

在关闭位置，在驱动设备位于机翼下方的情况下，这些罩沿着下纵向锁定线被锁定在固定结构上或者通过一组锁互相锁定。

由于主力传递线路沿铰接线和锁定线定位，这些位于中间段的罩的存在对机舱结构之间的负载分散路径和朝挂架方向的机舱结构的传递路径具有影响。

在必然存在圆周力的情况下，尤其例如在叶片损耗类型事故的情况下，该结构不是最优的。

更明确地，在叶片损耗情况下，进气口遭受了与大量负载有关的明显的位移。通常，这些负载通过风扇壳体经由风扇壳体/进气口连接支架分散。

因此，需要一种包括中间段的涡轮喷气发动机，该中间段具有用于传递力而改良的性能。

补充地，还可注意到，当所述机舱接近飞机结构、尤其是机翼时，借助于枢转的开启模式具有困难。事实上，在涡轮喷气发动机的维护作业期间，邻近机翼定位的机舱的半部和罩不能打开超过一定角度，所述罩被机翼或者更常见地被飞机结构阻挡。

此外，所述罩的径向打开需要在机舱内设置强力的开启致动筒，这些致动器必须能够支承罩的重量以及由于地面阵风产生的力，或者支承半部以及允许这些罩和半部固定在打开位置的连杆的重量。这些元件的存在增加了重量并占用了空间。

发明内容

为克服上述这些缺陷，本发明涉及一种涡轮发动机的机舱，包括涡轮发动机舱上游的进气口、用于围绕涡轮发动机风扇和其壳体的中间段、和下游段，所述中间段由至少一个能够确保机舱外部气动连续性的航空结构组成，其特征在于，所述航空结构刚性地并可分离地束缚至至少一个周围的固定结构。

因此，通过用可拆卸的安装的航空结构替代可枢转的罩，航空结构可在整个中间段进行力的全面传递。因此，其它用于传递力的区域可得到减轻。

此外，会注意到所述中间段的适应性调整需要的设备数量较少，并且不需要对风扇设备零件进行改变。

有利地，航空结构包括一个或者多个允许进入机舱内部的舱口，所述舱口邻近上部所谓12点和/或下部所谓6点和/或基本上中间的区域定位。舱口因此能够保持通向基本内部组件的可能性。当然，在重要维护作业情况下，所述航空结构可被分离。

优选地，所述机舱包括位于机舱的基本上纵向入口的两侧的一整个航空结构或者可选地包括两个航空结构，特别地根据其数量呈现基本圆柱形或半圆柱形。

根据多个优选附加特征：

-所述航空结构刚性地并可分离地束缚至：挂架或者将机舱连接至挂架的接界面；

-所述航空结构刚性地并可分离地束缚至下纵梁；

-所述航空结构束缚至另一个尤其是在下部的航空结构。

有利地，所述下游段装配有推力反向设备。

优选地，所述航空结构束缚至进气口的相应的壁。

本发明的一个重要方面还提出了一种中间段，所述中间段的航空结构束缚至上游进气口段，从而在叶片损耗情况下，传递少量力至该航空结构，同时能够支承来自其它负载状况的力。

为此，根据第一个实施例，所述航空结构通过铆钉或者螺钉束缚至进气口壁，并且安装成在两个结构之间留有余隙。

因此，两个结构可以在大负载情况下彼此相对滑动。依照此目标来限制用于安装附接装置的张力。

可选地或者补充地，所述航空结构和所述进气口之间的接界面具有至少一个局部屈曲区域，其能够在飞行中承受标准负载，但是在强负载情况下（尤其是由于叶片损耗）弯曲。

有利地，所述屈曲区域与至少一个加强件关联，更具体地，与围绕所述屈曲区域的两个加强件关联。

当然，即使在结构局部弯曲的情况下，结构的完整性也能够一直确保。

可选地或者补充地，所述航空结构经由柔性连接件束缚至进气口外壁，该柔性连接件能够抑制力的传递从而限制大负载的传递。

仍可选地或者补充地，所述航空结构经由风扇壳体通过一个或多个加强件连接至所述进气口外壁，尽管这些加强件紧挨着，但未直接彼此束缚。

因此，通过这样的拆离，这些力将通过风扇壳体被分散，并且大部分力不会被传递至所述航空结构。

附图说明

参考附图并根据随后的详细说明，将更好地理解本发明，其中：

图1为涡轮喷气发动机的半机舱的纵向剖视示意图，

图2为根据本发明的由中间段所装配的航空结构的示意图，

图3到图6示出了根据本发明的图2中的航空结构和涡轮喷气发动机舱的进气口段之间的机械连接的多个实施例。

具体实施方式

由于已知并且如图1所示的，双流涡轮喷气发动机的机舱1通常包括外部结构，所述外部结构包括形成进气口的上游段3、中间段5和下游段9，所述中间段的内壁由涡轮喷气发动机的风扇7的壳体6形成，所述下游段9可结合有推力反向装置。

该机舱1进一步包括内部结构11，所述内部结构11包括涡轮喷气发动机15的整流罩13。

所述机舱1的外部结构与内部结构11一起限定了环形气流流路17，该环形气流流路17通常被指定为“冷气流流路”，其中，“冷气流”一词是相对于发动机15产生的热气流而言的。

所述风扇7基本上存在于包括多个叶片19的推进器中，并且安装成能够在固定轮毂21上旋转，该固定轮毂21通过多个固定臂25连接至风扇壳体6。

这些固定臂的上游设置有用于纠偏气流的叶片23，从而能够为风扇7产生的冷气流纠偏。

根据本发明，为克服前述问题，中间段具有由至少一个如图2所示的航空结构51形成的外壁，所述航空结构51刚性地安装在上游段3和下游段9之间，但是为可拆卸地，从而形成固定罩，并且在重要的维护操作的情况下可移除，其与现有技术不同的是不能通过枢转将其打开。

更具体地，所述实施例涉及一种中间段5，所述中间段5由一个或者多个航空结构51制成，该航空结构基本上重组形成所述机舱的外部形状并且位于所述机舱1的基本上纵向的入口周围。如下文所述的示例中，提出了两个航空结构。

每个航空结构51例如一方面通过附接装置（螺钉或者铆钉）在上部束缚、附接至挂架或者附接至挂架接界面或者进一步附接至上纵梁，另一方面通过附接装置（螺钉或者铆钉）在下部束缚、附接至下纵梁和/或第二航空结构51的下边缘。

在上游侧53，所述航空结构51刚性地束缚至进气口段3的外壁，以确保机舱外部气动连续性。

同样地，在下游侧54，所述航空结构刚性地束缚至下游段9的外壁。

附接装置未示出，具体示例详见图3到图6。

根据本发明的补充方面，所述航空结构51包括一个或者多个用于通向机舱内部的舱口55。这些舱口的位置和大小取决于操作员所欲访问的构件而确定，而不必完全分离所述航空结构51。

有利地，可以邻近上部所谓12点和/或下部所谓6点和/或基本上中间区域设置舱口55。

根据如图3所示的第一个实施例，所述航空结构51通过多个铆钉或者螺栓56束缚至进气口段3的壁。外围密封珠57确保两个结构之间接界和气动连续性。

为允许结构之间相对彼此的少量滑动，铆钉56安装成留有少量余隙58。此外，铆钉56选择成使其安装张力受限，并且在大负载情况下，允许两结构之间的相对滑动。

根据如图4所示的第二个实施例，航空结构51经由屈曲区域60束缚至进气口段3的壁，该屈曲区域60可以与两个结构中任一个或者全部两个结构整合在一起，该屈曲区域60对应于小厚度的部分，该小厚度的部分能够在特别地对应于叶片19损耗事故的负载下弯曲，但是又能够抵抗标准飞行负载。

为确保所述屈曲区域60的精确定界，其被加强件61围绕，该加强件61特别地属于所述航空结构51和/或所述进气口段3的壁。

根据如图5所示的第三个实施例，所述航空结构51经由柔性连接件62束缚至进气口段3的壁，该柔性连接件62自身通过铆钉63束缚至每个结构。

外部外围珠64将确保两结构之间的气动连续性和密封性。

此柔性连接件被设计成不抑制负载并且不传递任何大量的实质性负载。该连接部件可以由利用玻璃纤维（或者任何等同纤维）加强的合成橡胶（例如硅胶）制成。

根据如图6所示的第四个实施例，航空结构51经由也束缚至壳体6的带有角形的加强件57束缚至进气口段3的壁。

因此，经由进气口段3/航空结构51接界面传递的负载主要通过壳体6分散，而未传递至其它结构。

尽管本发明中已经描述了特定示例性实施例，但其明显不仅仅限制于此，而是包括落入本发明的保护范围内的所描述的方案的所有技术等同物和其组合。

Claims (13)

1.一种涡轮喷气发动机的机舱（1），包括涡轮喷气发动机上游的进气口（3）、用于围绕涡轮喷气发动机的风扇（7）及其壳体（6）的中间段（5）、和下游段（9），所述中间段由能够确保所述机舱外部气动连续性的至少一个航空结构（51）制成，其特征在于，所述航空结构刚性地、可分离地束缚至至少一个周围的固定结构。

2.根据权利要求1所述的机舱（1），其特征在于，所述航空结构（51）包括一个或者多个允许进入机舱内部的舱口（55），所述舱口邻近上部所谓6点和/或下部所谓6点和/或基本上中间的区域定位。

3.根据权利要求1或2所述的机舱（1），其特征在于，所述机舱包括两个航空结构（51）——特别是基本上半圆柱形，这两个航空结构位于所述机舱的基本上纵向的轴线的两侧。

4.根据权利要求1至3中任一项所述的机舱（1），其特征在于，所述航空结构（51）刚性地、可分离地连接至挂架或者连接至用于将所述机舱连接至所述挂架的接界面。

5.根据权利要求1至4中任一项所述的机舱（1），其特征在于，所述航空结构（51）刚性地、可分离地束缚至下纵梁。

6.根据权利要求1至5中任一项所述的机舱（1），其特征在于，所述航空结构（51）尤其在下部束缚至另一个航空结构（51）。

7.根据权利要求1至6中任一项所述的机舱（1），其特征在于，所述下游段（9）装配有推力反向设备。

8.根据权利要求1至7中任一项所述的机舱（1），其特征在于，所述航空结构（51）束缚至所述进气口（3）的相应的壁。

9.根据权利要求8所述的机舱（1），其特征在于，所述航空结构（51）通过铆钉（56）或者螺钉束缚至所述进气口（3）的壁，并且安装成在两个结构之间留有余隙（58）。

10.根据权利要求8或9所述的机舱（1），其特征在于，所述航空结构（51）和所述进气口（3）之间的接界面具有至少一个局部的屈曲区域（60），所述屈曲区域（60）在飞行阶段能够承受标准负载，但是在特别是由于叶片（19）损耗的超负载情况下会发生弯曲。

11.根据权利要求10所述的机舱（1），其特征在于，所述屈曲区域（60）与至少一个加强件（61）关联，更明确地，与围绕所述屈曲区域的其中两个加强件（61）关联。

12.根据权利要求8至11中任一项所述的机舱（1），其特征在于，所述航空结构（51）经由柔性连接件（62）束缚至进气口壁（3），所述柔性连接件（62）能够抑制力的传递，从而限制大负载的传递。

13.根据权利要求8至12中任一项所述的机舱（1），其特征在于，所述航空结构（51）和所述进气口壁（3）之间的连接经由风扇（7）壳体（6）通过一个或多个加强件（65）完成。

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