CN103183128B - 内部护罩、具有内部护罩的飞行器以及相关方法 - Google Patents
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Abstract
本发明披露了一种飞行器后机身（11）中的内部护罩（41），所述后机身具有由安装在后机身每侧上的两个发动机（13）形成的推进系统；后机身（11）至少具有竖直对称平面（A‑A）；后机身（11）由复合材料制成；内部护罩（41）位于所述竖直对称平面（A‑A）中并在这样的区域中延伸，该区域覆盖在故障情况下从其中一个所述发动机（13）脱离的将会击中相对发动机的管家构件的一组预定碎片的可能轨迹；内部护罩（41）呈扁平状并具有阻止所述碎片的能量吸收能力。本发明还涉及一种用于确定内部护罩（41）的区域的方法以及具有所述内部护罩（41）的飞行器。
Description
技术领域
本发明涉及一种装有安装于机身的发动机的飞行器(aircraft，飞机)，更具体地，涉及保护所述发动机免于在故障情况下被从相对发动机脱离的部件击中的风险。
背景技术
已知装备有两个发动机的飞行器，所述两个发动机安装在后机身上，如图1a、图1b、图2a和图3中所示。
图1a和图1b示出带有两个涡轮风扇发动机13以及尾翼的飞行器，这两个涡轮风扇发动机通过外挂架(pylon)17附接到后机身11，所述尾翼包括在推进系统后面的竖直尾翼面(tail plane)21和上水平尾翼面23。
图2a和图2b示出带有两个涡轮螺旋桨发动机13以及尾翼的飞行器，这两个涡轮螺旋桨发动机通过外挂架17附接到后机身11，所述尾翼包括在推进系统后面的竖直尾翼面21和上水平尾翼面23。
图3示出带有两个涡轮风扇发动机13以及尾翼的飞行器，两个涡轮风扇发动机直接附接到后机身11，所述尾翼包括在推进系统后面的竖直尾翼面21和上水平尾翼面23。
在此类飞行器中，故障事件(如桨叶松脱(BR)事件，即，一个涡轮螺旋桨发动机的外部桨叶脱离并击中机身的事件，或非包容发动机转子失效(UERF)事件，即，发动机的内部转子的一部分断裂，该断裂的部分松脱并击中机身的事件)可能会对机身以及在相对的发动机中造成重大损害。在最后一种情况下，影响可能是灾难性的。
虽然发动机制造商致力于减少所述故障事件发生的可能性，但经验表明，可能导致灾难性事件的UERF和BR事件仍在继续发生。
认证要求非常严格并推动机身和系统架构发展，以满足安全性的要求。
如公知的，重量在航空工业中是基础性的方面，因此有使用复合材料结构取代金属材料的趋势，即使是对于诸如机身的主要结构而言也是这样。
大量用于航空工业中的复合材料由嵌在热固性树脂基体或热塑性树脂基体中的纤维或纤维束构成，所述基体为预浸材料或“预浸处理(prepreg)”材料的形式。它们的主要优点在于：
-相对于金属材料这些材料具有高的比强度。所述比强度是强度/重量方程式。
-在疲劳负载下这些材料具有出色的性能。
-由于材料的各向异性，能够实现结构优化，以及能够结合不同定向的纤维，使得可设计具有不同机械特性的元件，以适应关于所施加负载的不同需求。
与传统的重量较轻的金属材料(如铝)相比，碳纤维制成的常用复合材料的缺点在于，它们的抗冲击能力和损伤容限性能较低。复合材料不呈现如金属材料那样的塑形行为，并且当变形时复合材料不能吸收高应变能量。
因而，需要这样的机身结构，其能够满足安全性要求，尤其是在当机身结构由复合材料制成时。
现有技术中已知抗冲击和损伤容限机身的某些提案，当其中一个所述发动机的故障状况导致机身的一部分脱离时能这些提案保持足够的抗扭强度，以用于仅利用未损坏的发动机继续进行所谓的“回家任务”，如WO 2009/068638和US 2011/233335中所公开的。
然而，以上提到的提案不能有效地保护发动机(包含诸如关键的发电和燃料供给的系统)免于被从相对发动机脱离的部件损害的风险。
本发明旨在解决该缺点。
发明内容
本发明的目的在于提供一种在后机身上安装有两个发动机的飞行器，该飞行器能有效地保护发动机免于被从相对发动机脱离的部件损害的风险。
一方面，该目标和其他目标通过飞行器后机身中的内部护罩来实现，所述飞行器具有由安装在该后机身每侧上的两个发动机形成的推进系统；后机身具有竖直对称平面；后机身由复合材料制成；内部护罩位于所述竖直对称平面中并在这样的区域中延伸，该区域覆盖在故障情况下从其中一个所述发动机脱离的将会击中相对发动机的关键构件的一组预定碎片的可能轨迹；内部护罩具有扁平的形状，具有阻止所述碎片的能量吸收能力。
除其他因素之外，被认为在所述可能轨迹中的这一组预定碎片将通过考虑飞行器认证要求和后机身能量吸收能力进行选择。
在一个实施方式中，护罩的能量吸收能力介于5-100KJ之间。该能量范围被认为是涵盖了安装在飞行器后机身上的推进系统的不同配置的需求。
该内部护罩可由刚性材料、可变形材料或多层刚性材料和/或可变形材料的组合制成。
有利地，刚性材料是以下材料中的一种：钛、高性能钢、铝、碳纤维增强材料、玻璃纤维增强材料、凯夫拉尔纤维(Kevlar fiber)增强材料、陶瓷材料。
有利地，可变形材料是以下材料中的一种：芳纶(aramid)干法织物、聚对苯撑苯并二恶唑(POB)(poly-paraphenylene-2 6-benzobisozazole(POB))干法织物、超高分子量聚乙烯纤维(UHMWPE)。
另一方面，上述方面通过一种方法实现，该方法用于确定飞行器后机身中内部护罩的区域，飞行器具有由安装在后机身每侧上的两个发动机形成的推进系统；内部护罩位于所述竖直对称平面中，以用于阻止在故障情况下从其中一个所述发动机脱离的将会击中相对发动机关键构件的碎片；该方法包括以下步骤：
-从发动机中选择一组脱离的碎片；
-将所述一组脱离的碎片与在发动机故障情况下这组碎片的可能轨迹相关联；
-选择所述轨迹的可能击中相对发动机的关键区域的子组；
-计算轨迹的所述子组与后机身的对称竖直平面的交点；
-获得所述交点的直线边界的包络线。
在又一方面中，上述目标通过一种具有由安装在飞行器后机身每侧上的两个发动机形成的推进系统的飞行器来实现；后机身具有曲线形状，至少具有一竖直对称平面和中央纵向轴线；后机身包括蒙皮和垂直于所述纵向轴线布置的多个框架；后机身由复合材料制成；其中后机身包括内部护罩，该内部护罩位于所述竖直对称平面中并在这样的区域中延伸，该区域覆盖在故障情况下从其中一个所述发动机脱离的将会击中相对发动机关键构件的一组预定碎片的可能轨迹；该内部护罩具有扁平状并具有阻止所述碎片的能量吸收能力。
该飞行器发动机可以是通过挂架安装到后机身上的涡轮风扇发动机、涡轮螺桨发动机或桨扇发动机(propfan engine)，或直接附接到后机身的涡轮风扇发动机。
内部护罩可由附接至后机身的单一件形成，或由连接到附接于后机身的支撑结构的多块板形成，且所述板有利地具有相同厚度。
在一个实施方式中，内部护罩的能量吸收能力介于5-100kJ之间。这是针对阻止小碎片和某些中等和较大的碎片。
在一个实施方式中，内部护罩的能量吸收能力介于5-15kJ之间。这针对阻止较小的碎片。
因此，根据本发明，提供了一种飞行器的后机身中的内部护罩，所述内部护罩包括由通过外挂架安装在所述后机身的每个外侧上的两个发动机形成的推进系统，所述后机身至少具有竖直对称平面，所述后机身由复合材料制成，其特征在于：
-所述内部护罩位于所述竖直对称平面中并在一区域中延伸，该区域覆盖在故障情况下从其中一个所述发动机脱离的将击中相对的发动机的关键元件的一组预定碎片的可能轨迹；
-所述内部护罩具有扁平状且具有能够阻止所述碎片的能量吸收能力；并且
-所述内部护罩由连接至附接于所述后机身的支撑结构的多块板形成。
可选地，所述内部护罩的能量吸收能力介于5-100kJ之间。
可选地，所述内部护罩由刚性材料、或者可变形材料、或者刚性材料和/或可变形材料的多个层的组合制成。
可选地，所述刚性材料是以下材料中的一种：钛、高性能钢、铝、碳纤维增强材料、玻璃纤维增强材料、凯夫拉尔纤维增强材料、陶瓷材料。
可选地，所述可变形材料是以下材料中的一种：芳纶干法织物、聚对苯撑苯并二恶唑(POB)干法织物、超高分子量聚乙烯纤维(UHMWPE)。
根据本发明，还提供了一种用于确定飞行器的后机身中的内部护罩的区域的方法，所述内部护罩具有由安装在该后机身的每侧上的两个发动机形成的推进系统；所述后机身至少具有竖直对称平面；所述内部护罩位于所述竖直对称平面中，以用于阻止在故障情况下从其中一个所述发动机脱离的将击中相对的发动机的关键构件的碎片；其特征在于，所述方法包括以下步骤：
-选择来自发动机的一组脱离的碎片；
-将所述一组脱离的碎片与这组脱离的碎片在发动机故障情况下的可能轨迹相关联；
-选出将会击中所述相对的发动机的关键区域的所述轨迹的子组；
-计算轨迹的所述子组与所述后机身的所述竖直对称平面的交点；
-获得所述交点的直线边界的包络线。
根据本发明，还提供了一种飞行器，具有由通过外挂架安装在所述后机身每个外侧上的两个发动机形成的推进系统；所述后机身具有曲线形状，至少具有竖直对称平面和中央纵向轴线；所述后机身由复合材料制成；所述后机身包括蒙皮和垂直于所述纵向轴线布置的多个框架；所述后机身由复合材料制成；其特征在于，所述后机身包括内部护罩，所述内部护罩位于所述竖直对称平面中并在一区域中延伸，该区域覆盖在故障情况下从其中一个所述发动机脱离的将击中相对的发动机的关键元件的一组预定碎片的可能轨迹；所述内部护罩具有扁平状并具有阻止所述碎片的能量吸收能力，所述内部护罩由连接至附接于所述后机身的支撑结构的多块板形成。
可选地，所述两个发动机是涡轮风扇发动机、涡轮螺桨发动机或桨扇发动机。
可选地，所述内部护罩由附接至所述后机身的单一件形成。
可选地，每块板具有恒定的厚度。
可选地，所述内部护罩的能量吸收能力介于5-100kJ之间。
可选地，所述内部护罩的能量吸收能力介于5-15kJ之间。
本发明的其他特征和优点将通过结合附图对本发明目标的说明性实施方式的以下详细描述中变得显而易见。
附图说明
图1a和图1b分别示出飞行器的后部分的示意性透视图和平面图，该飞行器的机身装备有通过挂架连接到机身的涡轮风扇发动机。
图2a和图2b分别示出飞行器的后部分的示意性透视图和平面图，该飞行器的机身装备有通过挂架连接到机身的涡轮螺桨发动机。
图3示出飞行器的后部分的透视图，该飞行器的机身装备有直接连接到机身的涡轮风扇发动机。
图4a示出根据本发明带有护罩的飞行器的后部分的透视图(为提高可视性移除了上部分)，图4b示出了护罩(与机身分离)的侧视图。
图5示出飞行器的后部分的透视图，其中示出了从一个发动机脱离的可能击中相对发动机的碎片的可能轨迹。
具体实施方式
本发明适用于有两个发动机安装在后机身的每侧上的所有飞行器，如图1a、1b、图2a、2b和图3示出的。
在此类飞行器中，在发动机故障情况下，相对的发动机(包括其关键的系统，如发电系统和燃料供给系统)很可能会被一个发动机脱离部件击中，原因在于这两个发动机靠得较近且在两个发动机之间缺少较强和大型的结构部件。相关的风险在于相对发动机故障，其可能导致灾难性的事件。
抗冲击和损伤容限机身(如WO 2009/068638和US 2011/233335中所披露的)未能避免该风险，因为它们的主要目的不在于完全地阻止发动机的损害机身的任何脱离部件，而是提供具有使用一个运行的发动机来完成“回家任务”所需强度的机身。
如图4a和图4b中示出的，根据本发明的带有两个发动机的飞行器的后机身11包括通过纵向桁条39加固的蒙皮35以及垂直于后机身11的纵向轴线X的框架37，所述后机身并且还包括护罩41，所述护罩位于后机身的竖直对称平面A-A中，配置为用于避免一个发动机的脱离部件击中相对发动机的风险。
护罩41具有合适的几何形状配置，从而一个发动机的脱离部件的可能到达相对发动机的关键部件的轨迹将越过护罩41，并且所述护罩具有合适的能量吸收能力，以阻止所述脱离部件从而避免脱离部件到达相对的发动机。
图4a和图4b示出护罩41的几何形状配置，该几何形状实现为飞行器的竖直对称平面与一个发动机的脱离部件的会击中相对发动机关键构件的那些可能轨迹的交点的直线边界的包络线。
脱离碎片的可能轨迹的组51(见图5)被认为是通过将考虑所有发动机级(转子、涡轮、推进器)的预选碎片与在失效情况下这些碎片的可能轨迹相关联而获得的。
相对发动机的关键构件定义为那些在发动机失效时不能失去的构件，如发电部件、燃料供给部件或相对发动机桨叶。图4a和图4b示出的护罩41的强度取决于根据认证要求和其他相关因素来阻止碎片所需的能量水平。
在这方面上，在UERF或BR事件下，所述碎片可如下地分类：
-小碎片，如来自任何内部旋翼或发动机的涡轮的半个桨叶(末端)。数量级范围是5kJ-15kJ(取决于所考虑的发动机级)。
-中等/较大碎片，如1/3盘碎片或开放式旋翼的桨叶。数量级范围是10kJ-100kJ。
在考虑飞行器的机身和系统架构的情况下，如果已经满足了中等/大型碎片的认证要求，则护罩41不必涵盖如此高的能量等级。在该情况下，护罩的冲击强度能力限于小的碎片。
在具有通过挂架连接到机身或直接附接到机身的发动机的飞行器的第一实施方式中，当在没有护罩情况下满足了中等和较大碎片的认证要求时(少于5％的轨迹是灾难性的)，护罩41旨在主要阻止UERF事件中的小碎片。
在具有通过挂架连接到机身或直接附接到机身的发动机的飞行器的第二实施方式中，当在没有护罩情况下未能满足中等和较大碎片的认证要求时(通常多于5％的轨迹是灾难性的)，护罩41旨在阻止UERF事件中的小碎片(碎片包含的冲击能量大致在5-15kJ之间)以及能量较高的碎片(但不必是所有中等/较大的碎片)。在此情况下，不必阻止所有中等和较大的碎片，而仅是它们的一部分，以满足认证要求。
从飞行器重量的观点来看，第一实施方式总是优选实施方式。该实施方式通常适应于这样的飞行器的要求，该飞行器具有连接到后机身的典型涡轮风扇发动机且发动机之间的距离较大。
另一方面，当两个发动机之间的距离减少(例如在发动机直接附接到机身的飞行器配置中)或当使用非常大的发动机时(例如，超高旁通比涡轮风扇发动机，即使是通过挂架结构附接到机身情况下)，该实施方式不能总是满足高能量认证要求。在此情况下，第二实施方式更适用于满足该情况的要求。
同样的情形发生在通过挂架附接到后机身的开放式旋翼发动机的情况下。由于桨叶引起的附加灾难性轨迹的原因，因此不可能满足高能量认证要求。在此情况下，第二实施方式也更适用于满足该情况的要求。
护罩41的强度取决于它的材料和厚度。
护罩41的合适材料为以下：
-刚性材料，尤其是金属材料、复合材料和陶瓷材料。
-高度可变形材料(干法织物材料)。
下表示出装备有开放式旋翼发动机的单通道飞行器中的构造为刚性材料平板的用于承受能量为8.2kJ的小碎片冲击的护罩所需的抵抗力和对应厚度的估算。
-钛TA6V。抵抗力：50kg/m2，厚度：10mm。
-高性能钢。抵抗力：40kg/m2，厚度：5mm。
-铝2024T3。抵抗力60kg/m2，厚度：20mm。
-碳、玻璃、凯夫拉尔纤维增强材料。抵抗力：50kg/m2，厚度：30mm。
下表示出装备有开放式旋翼发动机的单通道飞行器中的高度可变形材料的用于承受能量为8.2kJ的小碎片冲击的护罩所需抵抗力的估算。
-芳纶干法织物。抵抗力：30kg/m2
-聚对苯撑苯并二恶唑(POB)干法织物。抵抗力：20kg/m2
-超高分子量聚乙烯纤维(UHMWPE)。抵抗力：25kg/m2也可考虑组合陶瓷层和干法织物层的更复杂的材料。
在图4a和图4b示出的实施方式中，护罩41由扁平形状的多个构件43(如果这些构件由刚性材料制成则是平板，如果这些构件由可变形材料制成则是一块织物)形成，这些多个构件连接到由刚性型梁45形成的支撑结构，所述刚性型梁连接框架17上部和下部部分。优选地，所述构件43的厚度相同，因此可认为脱离部件在这些构件的任何点上的撞击角都是准恒定的角度。
在另一个实施方式中(未示出)，该护罩可直接附接到机身(附接到外壳或框架)。
本发明的主要优点在于：
-由于护罩位于飞行器的对称平面中，护罩的重量可优化，从而允许减小护罩的表面(护罩在机身的每侧上将具有更大的表面)。
-由于护罩的完全可接近性，因而护罩易于维护。相对于护罩附接到机身的解决方案，到机身的可接近性也得以改善。事实上，在本发明中，无需拆卸护罩来检查和修复机身结构。
-由于护罩的内部位置，所述护罩不涉及任何空气动力学障碍。
-所述护罩不牵涉声学和/或振动问题，因为它未直接连接到机身的声学激发区域。
-由于护罩的扁平构造(无需使护罩适应机身的曲率)、以及准恒定的撞击角度(这意味着护罩的厚度相同)，因此制造所述护罩更容易。
-位于飞行器对称平面中的内部护罩还提供了一种用于系统分离的安全架构。实际上，某些分离的系统(如飞行控制系统)可以位于护罩的两侧上。
虽然结合各种实施方式对本发明进行了描述，但从本说明书中可认识到，可进行构件的各种组合、变形或改进，这些均在本发明的范围内。
Claims (12)
1.一种飞行器的后机身中的内部护罩，所述内部护罩包括由通过外挂架安装在所述后机身的每个外侧上的两个发动机形成的推进系统，所述后机身至少具有竖直对称平面，所述后机身由复合材料制成，其特征在于：
-所述内部护罩位于所述竖直对称平面中并在一区域中延伸，该区域覆盖在故障情况下从其中一个所述发动机脱离的将击中相对的发动机的关键元件的一组预定碎片的可能轨迹；
-所述内部护罩具有扁平状且具有能够阻止所述碎片的能量吸收能力；并且
-所述内部护罩由连接至附接于所述后机身的支撑结构的多块板形成。
2.根据权利要求1所述的内部护罩，其中，所述内部护罩的能量吸收能力介于5-100kJ之间。
3.根据权利要求1所述的内部护罩，其中，所述内部护罩由刚性材料、或者可变形材料、或者刚性材料和/或可变形材料的多个层的组合制成。
4.根据权利要求3所述的内部护罩，其中，所述刚性材料是以下材料中的一种：钛、高性能钢、铝、碳纤维增强材料、玻璃纤维增强材料、凯夫拉尔纤维增强材料、陶瓷材料。
5.根据权利要求3所述的内部护罩，其中，所述可变形材料是以下材料中的一种：芳纶干法织物、聚对苯撑苯并二恶唑(POB)干法织物、超高分子量聚乙烯纤维(UHMWPE)。
6.一种用于确定飞行器的后机身中的内部护罩的区域的方法，所述内部护罩具有由安装在该后机身的每侧上的两个发动机形成的推进系统；所述后机身至少具有竖直对称平面；所述内部护罩位于所述竖直对称平面中，以用于阻止在故障情况下从其中一个所述发动机脱离的将击中相对的发动机的关键构件的碎片；其特征在于，所述方法包括以下步骤：
-选择来自发动机的一组脱离的碎片；
-将所述一组脱离的碎片与这组脱离的碎片在发动机故障情况下的可能轨迹相关联；
-选出将会击中所述相对的发动机的关键区域的所述轨迹的子组；
-计算轨迹的所述子组与所述后机身的所述竖直对称平面的交点；
-获得所述交点的直线边界的包络线。
7.一种飞行器，具有由通过外挂架安装在该飞行器的后机身每个外侧上的两个发动机形成的推进系统；所述后机身具有曲线形状，至少具有竖直对称平面和中央纵向轴线；所述后机身由复合材料制成；所述后机身包括蒙皮和垂直于所述纵向轴线布置的多个框架；所述后机身由复合材料制成；其特征在于，所述后机身包括内部护罩，所述内部护罩位于所述竖直对称平面中并在一区域中延伸，该区域覆盖在故障情况下从其中一个所述发动机脱离的将击中相对的发动机的关键元件的一组预定碎片的可能轨迹；所述内部护罩具有扁平状并具有阻止所述碎片的能量吸收能力，所述内部护罩由连接至附接于所述后机身的支撑结构的多块板形成。
8.根据权利要求7所述的飞行器，其中，所述两个发动机是涡轮风扇发动机、涡轮螺桨发动机或桨扇发动机。
9.根据权利要求7所述的飞行器，其中，所述内部护罩由附接至所述后机身的单一件形成。
10.根据权利要求7所述的飞行器，其中，每块板具有恒定的厚度。
11.根据权利要求7所述的飞行器，其中，所述内部护罩的能量吸收能力介于5-100kJ之间。
12.根据权利要求11所述的飞行器，其中，所述内部护罩的能量吸收能力介于5-15kJ之间。
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