CN103057709A - 用于飞行器发动机悬架系统的包括能够自由膨胀的热防护板的后吊架整流罩 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于飞行器发动机的悬架系统的后吊架整流罩（30），该后吊架整流罩（30）包括主结构（60），该主结构（60）沿着所述整流罩的纵向方向（X）延伸并且结合有彼此连接的两个侧板（44），该整流罩还包括热防护面板（32），该热防护面板（32）通过包括调整片（62）在内的连接装置安装在所述主结构（60）上，这些调整片（62）设计成在面板（32）与主结构（60）之间存在有差别的热膨胀的情况下变形以伴随面板（32）相对于主结构（60）的移位。

Description

用于飞行器发动机悬架系统的包括能够自由膨胀的热防护板的后吊架整流罩

技术领域

本发明涉及一种用于发动机悬架系统的后吊架整流罩，该后吊架整流罩设计成被插入到飞行器机翼与相关的发动机之间，该整流罩被称之为“APF”或“后吊架整流罩”。 

本发明可用在装配有涡轮喷气发动机或涡轮螺桨发动机的任何类型的飞行器上。 

可将也称之为“EMS”（发动机安装结构）的这类悬架系统用于将涡轮发动机悬挂在飞行器机翼的下方，或用于将该涡轮喷气发动机安装在该机翼的上方。 

背景技术

这种悬架系统被设计成在飞行器的涡轮发动机与机翼之间形成连接接口。该悬架系统将由相关联的涡轮发动机产生的力传递至飞行器结构，并且也用于在发动机与飞行器之间为燃料系统、电气系统、液压系统和空气系统规定路线。 

悬架系统包括刚性结构，以传递力，该刚性结构也称之为主结构，其通常为“箱”式结构，换言之，通过由下翼梁和上翼梁以及用横向加强肋彼此连接的侧板构成的组件形成。 

该系统还设置有插置在涡轮发动机与刚性结构之间的悬架装置，这些装置整体上包括两个发动机悬架以及用于抵抗由涡轮发动机产生的推力的系统。在现有技术中，该力抵抗系统通常包括两个侧向连接杆，这两个侧向连接杆首先连接至涡轮喷气发动机的风扇壳体的后部，并其次连接至固定在涡轮喷气发动机的中央部分上的后悬架。 

同样，悬架系统还包括另一系列的悬架，其形成插置在刚性结构与飞行器机翼之间的悬架系统，该系统通常由两个或三个悬架构成。 

此外，吊架设置有在支承吊架整流罩元件的同时分离和保持该系统的多个辅助结构，这些辅助结构通常呈由添加到该结构上的面板构成的组件的形式。如所属领域技术人员众所周知的那样，辅助结构区别于刚性结构之处在于，并未将辅助结构设计成将来自待传送的发动机的力传递至飞行器机翼。 

辅助结构包括也称之为APF的后吊架整流罩，该APF具有多种功能，包括形成耐热或耐火屏障，以及在发动机排气装置与悬挂吊架之间形成空气动力连续性。 

后吊架整流罩通常呈箱体的形式，该箱体包括热防护面板以及通过内部加强的横向肋彼此组装成的两个侧板，这些内部加强的横向肋沿着整流罩的纵向方向以一定的间距彼此间隔开。所注意的是，当发动机将被悬挂在飞行器机翼的下方时，考虑到上半部为箱体连接至其它吊架结构的位置，因此，该箱体无需在热防护面板的对面是封闭的，换言之，该箱体无需在上半部中是封闭的。 

热防护面板设置有如下的外表面：该外表面设计成为由该面板所定界的发动机核心流定界，而由于外表面在发动机的环形气流通道中和/或发动机排气装置处的位置，该发动机气流由侧板的外表面所定界。 

在根据现有技术的一些解决方案中，将热防护面板的相对端部固定地安装至同样匹配横向肋的对应的两个侧板。作为选择或同时存在，将该面板固定到横向肋上。 

在该构型中，热防护面板与非常热的发动机核心流接触，这意味着该热防护面板因热膨胀而激烈地变形。然而，热防护面板在两个侧板的下端中和/或横向肋的下端中的对应的嵌置在该面板和该面板所嵌置其中的元件内产生高热机械应力，这对于这些元件而言是明显不利的。 

所注意到的是，由于该面板的大的热膨胀所导致的引入高热机械应力的现象因将侧板沉浸在相当冷的气流中这一事实而更为明显，使得侧板的由热膨胀引起的变形是非常小的。然而，它们受到由源自侧板直接地且刚性地连接的该面板的膨胀的应力形成所导致的显著变形的影响， 这使得侧板的空气动力学形状退化，并且一般来说，恶化了整流罩的整体空气动力性能。自然，这种退化增大了所产生的寄生阻力。 

因此，所注意到的是，由于热防护面板被组装到诸如内部肋之类的一些整流罩元件中，如上所述，因此整流罩的空气动力性能因不受应力时不能自由膨胀的热防护面板的局部变形也被降低。由于发动机核心流是非常快速的射流，因此该面板处所遭遇到的局部变形产生相当大的寄生阻力。 

最后，所注意到的是，由于内部横向肋在箱体内的位置，相当冷的气流并未由内部横向肋的表面直接定界，并且这些肋会对从肋所接触的热防护面板传递的热敏感。由此，为了使这些肋能够执行它们机械地支承箱形整流罩的不同元件的功能，过度放大肋的尺寸和/或利用具有良好耐热性能的昂贵材料来制造这些肋会是必需的。 

为了解决刚才提到的问题，建议使热防护面板移位以将其移动远离侧板和横向肋。该实施方式特别地从文献EP 2190739和US12/677139中获知。 

该面板借助于纵向壁从内部横向肋移位，所理解到的是，这些纵向壁是间接地用于将该面板安装在肋上的相同的壁。由此，不再将该面板直接地安装在肋上，这有利地允许该面板因由被该面板定界的发动机核心流所释放的大量的热所导致的热膨胀更为自由地变形。 

然而，仍然存在优化整流罩的设计的需要，使得整流罩使得热防护面板沿着纵向方向能够具有更大的膨胀自由度。 

发明内容

因此，本发明的目的是至少部分地修正上述与根据现有技术的实施方式有关的缺点。 

为实现该目的，本发明的目的是一种用于发动机悬架系统的后吊架整流罩，该发动机悬架系统将被插置在飞行器机翼与所述发动机之间，所述整流罩形成包括主结构在内的箱体，该主结构沿着所述整流罩的纵向方向（X）延伸并且结合有彼此连接的两个侧板，该整流罩还包括设置有外表面的热防护面板，该外表面为来自所述发动机的发动机核心流定界， 所述热防护面板通过连接装置被安装在所述主结构上。 

根据本发明，所述连接装置包括多个调整片，该调整片中的每个包括平面主体部分，该平面主体部分的宽度被平行于整流罩的横向方向（Y）定向，所述平面主体部分被定向成使得：在沿着与纵向方向（X）和竖向方向（Z）平行的任意平面穿过平面主体部分的截面中，该平面主体部分呈局部地与所述热防护面板正交的直线段的形式。此外，所述调整片被设计成使得在热防护面板与整流罩的主结构之间存在有差别的热膨胀的情况下，调整片可变形以伴随所述热防护面板相对于该整流罩的所述主结构的移位。 

因此，本发明中所公开的解决方案可改善对于整流罩的主结构与面板之间的有差别的热膨胀的管理，特别是沿着面板的长度方向、即大致在纵向方向上的热膨胀。以在上文中所限定的方式设置的调整片通过有力地限制乃至完全防止面板沿着其它方向的寄生变形，非常令人满意地伴随热防护板沿着其长度方向的膨胀。该变形随后优选地呈现为沿着平行于与这些调整片的优选变形模式相对应的横向方向的线的弯曲的调整片的形式。 

因此，该面板并未刚性地安装在整流罩的主结构上，这有利地允许它通过作为被由该面板所定界的发动机核心流所释放的大热量的结果而导致的热更为自由地变形。这不仅针对由沿着长度方向的膨胀而产生的变形得到验证，而且针对由沿着横向方向的膨胀所产生的变形得到验证。 

在这种膨胀之后，在该面板中产生的热机械应力比在前述实施方式中所产生的应力小得多。因此，极大地减小了会使得该面板的空气动力学性能退化的局部潜在变形。结果是改善了整流罩的整体空气动力学性能，显著减小了寄生阻力作用，并由此提高了飞行器的性能/消耗比。 

上述所有的优点都通过这一事实而变得明显，即同样优选地消除了面板与侧板之间的刚性的直接机械连结，以在这些元件之间产生纵向地延伸的机械断开，因此该面板能够在不带有侧板的情况下膨胀。 

所注意到的是，调整片的平面主体部分的特定方位、即局部地与热防护面板正交能够非常令人满意地抵抗垂直于该面板的外侧表面施加的声压。调整片特别良好地适于具有良好的沿着平坦部分的长度方向的 抗压缩性以及对于在一些发动机状况期间遇到的高声压的抵抗性能，同时当在面板的热膨胀期间沿着该面板的长度方向压缩调整片时，允许具有所要求的柔性。 

优选地，所述调整片呈多个横排分布，这些排沿着纵向方向（X）彼此间隔开。该排能够优化该面板沿着横向方向的热膨胀，而不会过度地压缩该面板。调整片优选地彼此间隔开以在每排内强化该益处。 

优选地，每个调整片具有设置于面板的端部处的第一端和设置于整流罩的所述主结构处的第二端。 

在这方面，所述第一端优选地形成所述平面主体部分的一体部分并且被固定到加强支承件上，该加强支承件自身被固定至该面板。然而，该加强件是可选择的并且在不脱离本发明的范围的情况下，直接附接会是可能的。 

此外，所述第二端优选地延长所述平面主体部分，并且沿着平行于横向方向的弯曲轴线弯曲。弯曲可以随圆弧而行。在任何情况下，每个调整片伴随面板的热膨胀的变形的特征在于，第二端的弯曲的加强和/或该平面主体部分的弯曲。 

优选地，每个调整片具有介于0.5mm与5mm之间的厚度，并且具有沿着其平面主体部分的长度方向的介于50mm与200mm之间的总长度。 

优选地，每个调整片的平面主体部分的长度沿着该平面主体部分的长度方向呈现出该调整片的总长度的50%至95%。 

优选地，整流罩的主结构和热防护面板装配有止挡装置，以阻止所述热防护面板相对于所述整流罩的主结构的优选地沿着X方向的移位。 

优选地，所述热防护面板并不直接与所述整流罩的侧板具有任何刚性的机械连接。所知道的是，这些面板仅通过调整片间接添加在热防护面板上，这些面板自身固定至主结构的其它元件以连接这两个侧板。换言之，在面板与侧板中的每个之间存在纵向机械断开。 

本发明的另一目的是一种发动机悬架系统，其将被插置在飞行器机翼与发动机之间，该系统包括与上述后吊架整流罩类似的后吊架整流罩。 

本发明的另一目的是一种发动机组件，其包括例如涡轮喷气发动机之类的发动机和用于该发动机的悬架系统，该系统遵从刚刚已描述的系统。 

最后，本发明的另一目的为包括至少一个这种发动机组件的飞行器。 

在下面给出的非限制性的详细描述中，本发明的其它优点和特征将变得清楚。 

附图说明

将参照附图来进行说明，其中： 

图1示出了飞行器用发动机组件的侧视简图，该发动机组件包括根据本发明的优选实施方式的悬架系统； 

图2示出了用在图1中所示的悬架系统上的后吊架整流罩的局部立体图，该整流罩也是本发明的目的； 

图3在横截面中示出了图2中所示的整流罩的一部分的放大立体图； 

图4在纵向截面中示出了图2中所示的整流罩的一部分的放大立体图； 

图5示出了沿着图2中的线V-V获得的截面图；以及 

图6示出了沿着图5中的线VI-VI的截面简图。 

图7示出了与图6中的视图类似的视图，在发动机的运转期间所采用的构型中，在热防护面板与该整流罩的主结构之间导致了有差别的热膨胀。 

具体实施方式

图1示出了待固定在该飞行器的机翼2的下方的飞行器发动机组件1，该组件包括根据本发明的优选实施方式的悬架系统4，以及悬挂在该系统4下方的诸如涡轮喷气发动机之类的发动机6。 

整体上，悬架系统4包括也称之为主结构的刚性结构8，该刚性结构8承载用于发动机6的悬架装置，这些悬架装置设置有多个发动机悬架10、12以及用于抵抗由发动机6所产生的推力的系统14。 

所注意到的是，该组件1将被发动机短舱（未示出）所环绕，并且该悬架系统4包括另一系列的悬架（未示出），这些悬架添加到该刚性结构8上并将该组件1悬挂在飞行器机翼2的下方。 

遍及下列说明，按照惯例，X为系统4的纵向方向并且实际上同样是涡轮喷气发动机6的纵向方向以及将在下面呈现出的后吊架整流罩的纵向方向，该X方向平行于该涡轮喷气发动机6的纵向轴线5。Y方向在横向于该系统4的方向中定向并且实际上同样是涡轮喷气发动机6的横向方向以及后吊架整流罩的横向方向，而Z是竖向方向或高度，这三个方向X、Y和Z彼此正交。 

此外，术语“前”和“后”应当相对于作为由涡轮喷气发动机6施加的推力的结果而发展出的飞行器的运动方向来考虑，该方向由箭头7示意性地示出。 

因此，图1包括两个发动机悬架10、12、推力抵抗系统14、悬架系统4的刚性结构8、以及添加到刚性结构8上的多个辅助结构。将在下文中描述在支承吊架整流罩元件的同时分离和维持这些系统的这些辅助结构。 

所注意到的是，涡轮喷气发动机6在其前端处设置有为环形风道20定界的大风扇壳体18，并且在其后端处设置有围绕该涡轮喷气发动机的核心的较小中央壳体22。显然，壳体18和22彼此刚性地固定。 

如可在图1中所见，存在用于系统4的两个发动机悬架10、12，并且它们分别被称之为前发动机悬架和后发动机悬架。 

在本发明的该优选实施方式中，该刚性结构8呈大致沿着X方向从后端朝向前端延伸的箱体的形式。 

箱体8随后呈吊架的形式，该吊架的设计与通常针对涡轮喷气发动机悬挂吊架所观察到的设计类似，特别是因为该吊架设置有横肋（未示出），每个横肋均呈定向在YZ平面中的矩形的形式。 

该优选实施方式的悬架装置首先包括插置在刚性结构8的也称之为棱锥的前端与风扇壳体18的上半部之间的前发动机悬架10。该前发动机悬架10以所属领域技术人员所知的方式按照惯例进行设计。 

其次，同样以所属领域技术人员已知的常规方式制成的后发动机悬架12被插置在刚性结构8与中央壳体22之间。 

仍然参照图1，吊架4的辅助结构包括前吊架结构24、后吊架结构26、用于前吊架结构和后吊架结构的连接整流罩28、以及后吊架整流罩30，该后吊架整流罩30在发动机设置在机翼下方的构型中被称之为下部后吊架整流罩。 

整体上，除了将在下面详细描述的后吊架整流罩30之外，这些辅助结构为与现有技术中遇到的并且为所属领域技术人员所知的那些元件相同或类似的常规元件。 

更为具体地，前吊架结构24放置在机翼2的下部前延伸部中并位于主结构8的上方。前吊架结构24被固定地安装到刚性结构8上，并且它在铰接在部件上的风扇外壳的上半部与机翼的前缘之间形成空气动力学轮廓。该前吊架结构24随后不仅形成吊架整流罩，而且同样被用于放置、分离和安排不同的系统（空气系统、电气系统、液压系统、燃料系统）。此外，由于该结构24的前半部并不与刚性结构8接触，因此，通常在限定在这些元件之间的空间中插置有热交换器。 

也称之为“卡门（karman）”的连接整流罩28被直接设置在该结构24的后延伸部中，仍旧处于机翼的下方并安装在刚性结构8的上方。然后，在朝向后部方向更远的地方，连接整流罩28延伸有包含吊架设备的部件在内的后吊架结构26。该结构26相对于刚性结构8而言优选地设置在后方，并因此被悬挂在飞行器机翼的下方。 

最后，存在位于刚性结构8与后吊架结构26下方的后吊架整流罩30。后吊架整流罩30基本上形成也称之为火障的热障并在发动机排气装置与悬挂吊架之间形成空气动力连续性，该热障保护吊架和机翼不受由发动机核心流所散逸的热量的影响。 

以所属领域技术人员所已知的方式，上述整流罩30包括热防护面板32，该热防护面板32设置有将为发动机核心流定界的外表面，其中 该面板为发动机核心流径向在外、部分地定界，由箭头36示意性地示出了从发动机喷口33输出的该发动机核心流。此外，整流罩30还包括具有外表面的两个侧板44，由于两个侧板44在来自发动机的气流的环形风道40中的位置，和/或在发动机排气装置处的位置，这些外表面为来自发动机的由箭头38示意性地示出的气流定界。 

所注意到的是，在发动机6将被悬挂在飞行器机翼下方的所述优选实施方式中，保护吊架和机翼不受发动机核心流36的影响的热防护面板32形成了整流罩30的下半部。自然，在将发动机设计成安装在机翼上方的替代情况中，该面板会形成整流罩的上半部。 

最后，如可在图1中所见，该面板32的前端匹配喷口33的上部后端，或非常靠近喷口33的该后端。 

现在参照图2至图6，附图更为详细地示出了后吊架整流罩30，该后吊架整流罩30的总体形状为箱形，其将安装在后吊架结构26和刚性结构8上。整流罩30优选地包括与XZ平面相对应的对称平面P，该平面P还形成用于整个悬架系统4和用于发动机6的竖直对称平面。 

更为具体地参照图2，箱形的后吊架整流罩30包括两个侧板44，每个侧板44均在平面P的每一侧上大致地定向在XZ平面中。两个侧板44通过上部翼梁45、中间翼梁47和沿着X方向彼此间隔开的内部横向加强肋46彼此组装，这些肋46中的每个均沿着YZ平面定向并且例如呈矩形、正方形或U形的整体形式。翼梁45、47还沿着XY平面大致彼此平行地延伸并且优选地是穿孔的。 

每个均可能地分成上部部分和下部部分的侧板44通过所属领域技术人员所已知的常规装置固定地且直接地安装到内部肋46中的每个的侧部上。同样的情况适用于侧板44在翼梁45、47的纵向边缘上的安装。 

此外，整流罩30在箱体的下半部中结合有热防护面板32，该面板同样大致平行于翼梁45、47延伸。 

仍然在该图2中，可看到整流罩30被分解成彼此固定的两个不同的部分，即前部50和小后部52，该前部50形成整流罩的主要部分，例如整流罩的沿着X方向的纵向的60%至85%，该小后部52在整体上呈角锥或尖端的形式，该小后部52的基部刚性地连接至前部50，并且该小 后部52的顶点54形成了整流罩30的后端。为了进行引导，前部50沿着其整个长度具有相当一致的横截面。 

侧板44优选地各自以单件的形式从整流罩30的一端延伸至另一端，换言之，两者都沿着前部50并沿着后部52延伸。另一方面，热防护面板32优选地以单件的形式仅沿着前部50的至少一部分而并不沿着后部52延伸，尽管这在不脱离本发明的范围的情况下可明显地设想到。该特定特征特别地通过这一事实进行说明：角锥形后部52逐渐地移动远离发动机的中心线，使得在发动机核心流沿后部方向运动时在任何情况下均损失其一些热强度的发动机核心流对角锥52的下部封闭元件的温度具有较小的影响。 

还注意到的是，上述元件中的每个均由单件制成且并不意味着这些部件不能由彼此刚性地固定的诸如沿着X方向的多个连续部分之类的多个不同的部分制成。 

参照图3至图6，附图更为详细地示出了整流罩30。肋46分成连接翼梁45、47的上部肋和从中间翼梁47向下延长上部肋的下部肋。上部肋在形状上是正方形的或矩形的，而下部肋呈倒置的U的形式。这些肋46优选地利用装配在这些肋上的基板通过焊接或螺栓连接而附接至翼梁45、47。肋46至侧板44的附接可以以类似的方式进行，或这可同样通过焊接或螺栓连接直接在这些肋的边缘上进行。 

翼梁45、47、肋46和侧板44一起形成了主结构60，该主结构60的这些部件元件彼此刚性地固定。该结构60利用现在将进行描述的本发明所特有的连接装置支承具有一定柔性的面板32。 

这些装置包括多个金属调整片，这些金属调整片优选地由不锈钢制成，呈多个横排分布。这些排、例如其中的三排沿着X方向彼此间隔开。每排包括相互平行并且沿着Y方向彼此间隔开的多个调整片62。例如，每排均可包括六个调整片62。 

更为具体地参照图5和图6，我们现在将描述调整片62中的一个，要知道这些调整片在设计上是全部相同或类似的，这给予这些调整片一些柔性，使得在这两个实体之间存在有差别的热膨胀的情况下，它们可伴随热防护面板32相对于主结构60的移位。 

每个调整片62均具有恒定的宽度“L”和厚度“e”，对于宽度，可采用约10mm到100mm的数值，并且对于厚度，可采用约0.5mm到5mm的数值。这些数值对于每个调整片而言都是相同的，这不同于其长度，该长度可作为它们支承的面板32的几何形状的函数而变化。 

在这方面中，所注意到的是，每个调整片62均具有笔直的主体部分64，该笔直的主体部分64的长度L1可以为约25mm至190mm。该笔直的主体部分64形成了调整片的必不可少的部分，图6中提到的调整片的长度L1对应于其总长度L2的50%至95%。由此，该长度L2可以为约50mm至200mm。 

每个调整片均包括第一端66，该第一端66在这种情况下为笔直部分64的一体部分。第一端66优选地通过螺栓连接而被组装在加强支承件68上，该加强支承件68自身被焊接到面板32的内表面上。所注意到的是，在同一排中的所有调整片的端部66都被组装至同一加强支承件68，例如呈倒置的T形截面的形式，并且在大致横向的方向上遍及面板32的整个宽度延伸。 

调整片62还包括以弯曲部延长该平面部分64的第二端72，该弯曲部优选地成形为类似于圆弧，该弯曲部的弯曲轴线平行于Y方向。例如，该弯曲可在它延长的平面部分64与端部72的平坦的末端部分之间产生约90°的角度。 

因此，该调整片形成倒置的L形，其中，与上述末端部分相对应的基部用于附接在中间翼梁47上。更具体地，参照图5，端部72的末端部分与下部肋46的上部基板76相接触，下部肋46的上部基板76与中间翼梁47相接触。因此，用于附接调整片的螺栓可穿过包括承载在翼梁47上的上部肋46的下部基板78在内的所有这些元件。 

作为选择，在平坦部分64表现为调整片的100%的情况下，该调整片将直接安装在肋46的腹板上。 

将调整片62定向成使得该平面主体部分64平行于Y方向，并且宽度“L”定向成平行于Y方向。此外，对于这些部分64中的每一个而言，该部分64的沿着类似于图6中的剖面的穿过平面主体部分64的任意XZ平面的截面呈直线段的形式，该直线段局部正交于面板32，并且因此局部正交于面板32的空气动力学表面70。 

调整片62单独将面板32悬挂在整流罩的主结构60上。特别地，在侧板44与该面板之间不存在直接的刚性机械连结，在这些元件之间可能地设置有间隙80。 

图6示出了主结构60在其前端处配备有止挡件82。该止挡件与设置于面板32的前端处的补充止挡件86协作。在如图6中所示的发动机的非运转状态下，止挡件彼此接触或以小间隙彼此面对，以限制该面板与该结构60之间沿着X方向的相对移位，这种移位由于调整片62的柔性而很可能发生。 

在发动机的运转期间，该面板的热膨胀由于上述原因而大于该主结构60的热膨胀。在这些有差别的热膨胀阶段期间，调整片62通过根据其优选的变形模式而变形伴随这些元件之间的相对移位，从而引导调整片62中的每个沿着平行于宽度、换言之平行于Y方向的轴线弯曲/转向。该弯曲可施加于平坦部分64和/或第二弯曲端72。这种构型在图7中示出，在图7中，可看到该面板通过沿着X方向的膨胀而发生的变形从沿着该X方向阻挡该面板的止挡件82、86之间的接触开始时发生。 

在有差别的热膨胀阶段期间，调整片62伴随着这些元件之间沿着Y方向的相对移位，从而沿着该Y方向略微地变形。调整片62是较窄的这一事实有助于该变形。 

调整片的笔直部分64局部相对于面板32的正交性使得面板能够基本上沿着其长度方向变形并因此限制竖向移位。由此，甚至是在上述有差别的热膨胀现象发生的发动机运转阶段期间，也保持面板32与侧板之间的间隙。 

最后，所注意到的是，主结构60的元件可以是金属的或可由复合材料制成，而该面板自身优选地是金属的，例如由钛或因科镍合金（Inconel）制成。然而，可设想到将诸如陶瓷、复合材料等之类的其它材料用于该面板。 

显然，所属领域技术人员可对刚刚已通过非限制性示例进行描述的本发明做出多种变型。在这方面中，特别注意到的是，尽管已将发动机组件1呈现在适合于悬挂在飞行器机翼下方的构型中，但该组件1的构型也可以是不同的，使得可将它安装在该机翼的上方。 

Claims (12)

1.一种用于发动机（6）的悬架系统（4）的后吊架整流罩（30），所述悬架系统（4）被设计成插置在飞行器的机翼（2）与所述发动机（6）之间，所述整流罩形成箱体，所述箱体包括沿着所述整流罩的纵向方向（X）延伸并且结合有彼此连接的两个侧板（44）的主结构（60），所述整流罩还包括热防护面板（32），所述热防护面板（32）设置有为来自所述发动机的发动机核心流（36）定界的外表面（70），所述热防护面板（32）通过连接装置安装在所述主结构（60）上，

其特征在于，

所述连接装置包括多个调整片（62），所述调整片（62）中的每个包括平面主体部分（64），所述平面主体部分（64）的宽度（L）平行于所述整流罩的横向方向（Y）定向，所述平面主体部分（64）定向成使得：在沿着与纵向方向（X）和竖向方向（Z）平行的任意平面穿过所述平面主体部分的截面中，所述平面主体部分呈局部地与所述热防护面板（32）正交的直线段的形式，

并且，所述调整片（62）设计成使得：在所述热防护面板（32）与所述整流罩的所述主结构（60）之间存在有差别的热膨胀的情况下，所述调整片（62）能够变形以伴随所述热防护面板（32）相对于所述整流罩的所述主结构（60）的移位。

2.根据权利要求1所述的整流罩，其特征在于，所述调整片（2）呈多个横排分布，这些排沿着所述纵向方向（X）彼此间隔开。

3.根据权利要求1或权利要求2所述的整流罩，其特征在于，每个所述调整片（62）具有设置于所述面板端部（32）处的第一端（66）以及设置于所述整流罩的所述主结构（60）处的第二端（72）。

4.根据权利要求3所述的整流罩，其特征在于，所述第一端（66）形成所述平面主体部分（62）的一体部分，并且固定到加强支承件上，所述加强支承件自身被固定至所述面板（32）。

5.根据权利要求3或权利要求4所述的整流罩，其特征在于，所述第二端（72）延长所述平面主体部分（64），所述第二端（72）沿平行于横向方向（Y）的弯曲轴线（72）弯曲。

6.根据前述权利要求中的任一项所述的整流罩，其特征在于，每个调整片（62）具有介于0.5mm与5mm之间的厚度（e），并具有沿着所述调整片的所述平面主体部分（64）的长度方向的介于50mm与200mm之间的总长度（L2）。

7.根据前述权利要求中的任一项所述的整流罩，其特征在于，每个调整片（62）的所述平面主体部分（64）的长度（L1）沿着该平面主体部分的长度方向呈现为所述调整片的总长度（L2）的50%至95%。

8.根据前述权利要求中的任一项所述的整流罩，其特征在于，所述整流罩的所述主结构（60）和所述热防护面板（32）装配有止挡装置（82、86），以阻止所述热防护面板（32）相对于所述整流罩的主结构的移位。

9.根据前述权利要求中的任一项所述的整流罩，其特征在于，所述热防护面板（32）和所述两个纵向壁（58）并不与所述整流罩的所述侧板（44）具有任何刚性的直接机械连结。

10.一种用于发动机（6）的悬架系统（4），所述悬架系统（4）设计成插置在飞行器机翼（2）与所述发动机（6）之间，其特征在于，所述悬架系统（4）包括根据前述权利要求中的任一项所述的后吊架整流罩（30）。

11.一种发动机组件（1），所述发动机组件（1）包括发动机（6）和根据权利要求10所述的用于所述发动机（6）的悬架系统（4）。

12.一种飞行器，所述飞行器包括至少一个根据权利要求11所述的发动机组件（1）。

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