CN103842251A - 用于安装飞机发动机的系统和方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供能够减少高旁通涡扇发动机(10)中的主干偏转的安装系统(50)和方法。该系统(50)包括刚性结构和连杆机构，该连杆机构具有至少第一连杆和第二连杆(62,64,66)，所述第一连杆和第二连杆均枢转(68,70,72)连接至刚性结构(54)并且适于枢转连接至飞机的发动机支承结构。第一连杆和第二连杆(62,64)被构造成限定其焦点(Pf)的位置，该位置离开发动机(10)的中心线(40)的距离不超过发动机(10)进口处的进口直径的15%，并且定位在飞机处于爬升操纵时发动机(10)所经受的进口负荷的矢量后部。焦点(Pf)的位置使得发动机(10)的推力负荷(Ft)的力矩和进口负荷(FI)的力矩彼此相反，由此减少了爬升操纵期间发动机(10)的主干弯曲。

Description

用于安装飞机发动机的系统和方法
相关申请的交叉引用
本申请要求2011年6月6日提交的美国临时申请No.61/493,709的权益，该专利申请的内容通过引用结合到本文中。
背景技术
本发明总体涉及用于将飞机发动机安装至飞机的系统和方法。更具体地，本发明涉及适于在飞机操作期间减少可能由于气动和推力负荷而出现在飞机发动机中的主干偏转（backbone defection）的安装系统和方法。
图1示意性地示出了本领域内已知类型的高旁通涡扇发动机（high-bypass turbofan engine）10。发动机10被示意性地示为包括机舱12和核心发动机（模块14）。定位在核心发动机14前部的风扇组件16包括机头罩前端（spinner nose）20，该机头罩前端20从风扇叶片18的阵列向前突起。核心发动机14被示意性地示为包括高压压缩机22、燃烧器24、高压涡轮26和低压涡轮28。很大一部分进入风扇组件16的空气旁通至发动机10的后部以产生额外的发动机推力。旁通空气通过机舱12与内部核心整流罩36之间的环形旁通管道30，并且通过风扇出口喷嘴32离开管道30。核心整流罩36限定了旁通管道30的径向向内边界，并且向从核心发动机14向后延伸的初级排气喷嘴38提供后部核心整流罩过渡表面。机舱12限定了旁通管道30的径向向外边界，并且旁通风扇空气在通过风扇出口喷嘴32被排出之前在由机舱12和核心整流罩36限定的旁通管道流表面之间流动。
机舱12典型地包括限定了机舱12的外部边界的三个主要元件：定位在风扇组件16上游的进口组件12A、与包绕风扇叶片18的发动机风扇外壳42相接口的风扇整流罩12B、以及定位在风扇整流罩12B后部的反推器组件12C。反推组件12C包括三个主要部件：安装于机舱12的平移整流罩34A、被示意性地示为位于机舱12内的叶栅（cascade）34B、以及适于相对于存放位置（stowed position）枢转地部署的折流门（blocker door）34C，该存放位置在图1中示为相对于叶栅34B径向向内。每一个折流门34C的前端都在门34C完全部署时枢转以与内部核心整流罩36相接合，并且这样一来核心发动机14的内部核心整流罩36也是反推器组件12C的部件。
当被安装于飞机上时，发动机10由飞机结构（例如，从飞机向外延伸的吊架（pylon）（未示出））支承。在发动机安装于机翼的情况下，吊架典型地在机翼下方向下延伸。吊架的结构部件连接至支承压缩机22以及涡轮26和28的旋转部件的核心发动机12的框架。发动机框架典型地包括邻近压缩机22的前部框架、邻近涡轮26和28的后部框架、以及连接前部框架和后部框架的发动机壳体。发动机壳体通常被称为发动机10的主干。图1中所示类型的飞机发动机典型地在与发动机中心线40正交的两个平面中安装和固定于飞机。一个安装件典型地通常就相对于风扇组件16向后地连接至前部框架，并且第二安装件典型地在涡轮部段附近连接至后部框架。
在爬升和某些飞机操纵（maneuvers）期间，发动机10的中心线40相对于接近气流的方向变桨，其结果是机舱12可能经受向上气动负荷。该气动引起的负荷（通常被称为进口负荷并且由图1中的矢量Fi表示）增加到推力负荷（在图1中由矢量Ft表示）。这些负荷在发动机壳体（主干）中引起弯曲力矩，其结果是主干围绕发动机中心线40从其同心位置偏转（弯曲）。从使发动机10的压缩机22以及涡轮部段26和28内的叶片尖端间隙最小化的立场考虑，保持发动机主干围绕中心线40的同心度是重要的，这对改进发动机燃油消耗率（SFC）和燃料燃烧具有有益效果。此外，减少主干弯曲使叶片尖端摩擦与周围的发动机结构（其中包括风扇外壳42）相遇的发生率降低，从而促进运行中的性能保持。发动机具有拆卸用于维修的的机翼上的较长时间间隔为其操作者提供了维修合同成本的降低。
用于减少高旁通涡扇发动机中的主干偏转的方法包括增强发动机框架。然而，这种方法典型地使重量和成本增加并且可能不是完全有效的，特别是由于进口和推力负荷随着较大的机舱和较高的推力而增大。其它的方法包括将前部安装平面定向成使其焦点移向发动机中心线并且朝向进口负荷矢量（Fi）向前。然而，该方法尚未完全消除特别是其中遇到最大进口负荷的飞行状态中的主干弯曲，例如当飞机在起飞期间旋转时。因此，存在对能够减少高旁通涡扇发动机中的主干偏转的方法持续的需要。
发明内容
本发明提供了能够减少涡轮机中的主干偏转的安装系统和方法，显著的例子是用于飞机的高旁通涡扇发动机。
根据本发明的第一方面，一种用于将发动机安装至飞机的支承结构的系统包括刚性结构和连杆机构，该连杆机构具有至少第一连杆和第二连杆，第一连杆和第二连杆均枢转连接至刚性结构并且适于枢转连接至发动机的支承结构。第一连杆和第二连杆被构造成在一位置处限定其焦点，该位置离开发动机的中心线的距离不超过发动机进口处的进口直径的15%，并且定位在飞机处于爬升操纵时发动机所经受的进口负荷的矢量后部。焦点的位置使得发动机的推力负荷的力矩和进口负荷的力矩彼此相反，由此减少了爬升操纵期间发动机的主干弯曲。
根据本发明的第二方面，一种将发动机安装至飞机的支承结构的方法利用包括刚性结构和连杆机构的系统，该连杆机构具有至少第一连杆和第二连杆，第一连杆和第二连杆均枢转连接至刚性结构并且适于枢转连接至发动机的支承结构。该方法包括将系统联接至发动机并且联接至飞机的机支承结构，使得第一连杆和第二连杆枢转连接至刚性结构，第一连杆枢转联接至飞机的支承结构，第二连杆枢转连接至发动机，并且第一连杆和第二连杆在一位置处限定其焦点，该位置位于发动机的中心线下方以及飞机处于爬升操纵时发动机所经受的进口负荷的矢量后部。焦点的位置使得发动机的推力负荷的力矩与进口负荷的力矩彼此相反，由此减少爬升操纵期间发动机的主干弯曲。
本发明的技术效果是相对于进口负荷和发动机中心线将安装系统的焦点定位在能够潜在地将主干弯曲减少至可忽略水平的位置处或该位置附近的能力，甚至在产生高推力水平的大型涡扇发动机中。此外，安装系统能够在实现该益处的同时避免与当前减少主干弯曲的努力典型地相关联的成本和重量的显著缺陷。
通过下文的详细描述，本发明的其它方面和优点将得到更好的领会。
附图说明
图1示意性地示出了高旁通涡扇发动机的横截面图。
图2是根据本发明的实施例的高旁通涡扇发动机的侧视图，该高旁通涡扇发动机装配有用于将发动机安装至飞机机翼支承结构的系统。
图3、4和5分别是与飞机机翼支承机构隔开的图2的发动机和安装系统的侧视图、俯视图和透视图。
图6是示出了连接至飞机机翼支承结构但是与发动机隔开的图2的安装系统的侧视图。
图7是图6的安装系统的侧视图，但是被示为与飞机机翼支承结构进一步隔开。
图8至11示出了施加于图2的发动机和安装系统的不同的负荷状况。
图12示意性地示出了图2的发动机及其安装系统在飞机机翼支承结构上的安装。
图13至17示出了各个视图，其中示出了与图2的安装系统的前部段相关联的选定结构。
具体实施方式
图2至17示出了用于将燃气涡轮机发动机安装至飞机的系统50的多个视图。安装系统50能够被安装在图1中所示类型的高旁通燃气涡扇发动机中，并且因此，为了方便起见，在图1中用于表示发动机10及其部件的附图标记将与在图2至17中用于表示相同或功能相同的部件的附图标记相同。为了有利于下文提供的对系统50的描述，术语“竖直”、“水平”、“横向”、“前部”、“后部”、“上部”、“下部”、“上方”、“下方”等可以用于参照发动机10在飞机上的安装和取向的视角，并且因此是指示本发明的构造、安装和使用并且有助于限定本发明的范围的相对术语。然而，系统50能够被安装在与附图中所示的发动机10明显不同的发动机上、或者安装于飞机的其它点（例如，机身）处也属于本发明的范围内。最终，可以预见系统50能够用于除了飞机发动机之外的其它应用中。
如通过图2显而易见的，安装系统10大体被构造成安装于发动机10上的吊架，该发动机被示为去掉了其机舱12的一部分以露出风扇外壳42及其后部风扇外壳42A。系统50包括前部段52，在附图中所示的实施例中，该前部段52包括完全完全集成结构54和结构联接至发动机10的风扇外壳42的前部发动机安装件56。该前部发动机安装件56包括一个或多个接头57，所述一个或多个接头57例如可以包括球形接头。在该例子中，示出了两个接头57，但是使用其它的接头也属于本发明的范围内。
系统50还具有后部段58，该后部段58的部件包括后部发动机安装件60，该后部发动机安装件60适于直接联接至与飞机机翼（未示出）相关联的支承结构44。后部发动机安装件60在本文中被认为是安装系统50的部件，但是不直接联接至系统50的任何其它的部件（图7）。相反，后部发动机安装件60优选地将核心发动机14的后部支承框架46直接联接至飞机机翼支承结构44，例如以图2中所示的方式。像前部发动机安装件56一样，后部发动机安装件60能够包括一个或多个球形接头（如在图5和17中更易于显而易见的）。后部段58还包括可以被描述成四杆式连杆机构的构件，该四杆式连杆机构将发动机10连接至飞机机翼支承结构44。该连杆机构包括一个或多个上部连杆62、至少一个下部连杆64、以及一个或多个推力连杆66，所有的这些连杆都通过集成结构54连接。每一个上部连杆62都枢转联接至杆构件68，该杆构件68从前部段52的结构54向后延伸并且刚性连接至前部段52的结构54。下部连杆64枢转联接至杆构件70，该杆构件70从系统50的下部段72向后延伸，该下部段72同样刚性连接至前部段52的结构54。如通过图5易于显而易见的，推力连杆66的前端在核心发动机14的前端附近枢转连接至高压压缩机22的前部凸缘站（forward flange station）67，而图2至7将推力连杆66的后端示为枢转联接至系统50的下部段72。根据本发明的优选方面，集成结构54提供连杆62、64和66之间的基本刚性连接。
能够通过进一步参照图3至7来理解连杆机构及其部件的进一步的细节和视角。在图3中，省略了飞机机翼支承结构44以提供系统50的下部段72的更好的视图。在图5中，移除了上部连杆62和下部连杆64以提供上部连杆62和下部连杆64连接至其上的杆构件68和70的更好的视图。图5还示出了将其它的发动机部件容纳在系统50内的能力，在该情况下是可选的预冷器单元74。图6和7示出了与发动机10隔开的安装系统50，并且图7示出了省略了飞机机翼支承结构44的系统50。
连杆机构优选地提供了发动机10与飞机机翼支承结构44（或者其它合适的支承结构）之间的连接，这显著地减少了否则会由上文参照图1所描述的类型的推力负荷和进口负荷造成的核心发动机14内的主干弯曲/偏转。在特别优选的实施例中，主干弯曲/偏转可能潜在地减小至可忽略的水平或者甚至零。
如图2、3以及8至11中所示，通过上部连杆62传递的力（或者相同平面内的力）的矢量以及通过下部连杆64和推力连杆66（为了大致在相同平面内传递该力的目的而示为基本对准）传递的力（或多个力）的矢量在焦点Pf处相交。如通过图2、3以及8至11显而易见的，焦点靠近风扇进口组件12A定位在发动机中心线40的略微下方处。系统50使主干弯曲/偏转潜在地减小至低值或零的能力能够通过参照图8至11得到进一步理解。图8图示了仅由于发动机10的重量W（没有发动机操作）而存在的相对力矢量，并且示出了发动机重量在连杆62和64以及后部发动机安装件60之间分担，如分别由前部反应RF和后部反应RA表示的，所述前部反应RF和后部反应RA是与发动机10的重心轴向间隔开的距离L1和L2。图9图示了在起飞期间存在的状况，在该时段期间连杆62和64以及后部发动机安装件60经受由于发动机推力Ft而造成的额外的力。
在图10中，进口负荷Fi被示为由于正在爬升的飞机而额外地出现，在该时段期间，机舱12经受由于发动机10的中心线40相对于接近气流的方向向上变桨而造成的向上气动负荷。显著地，图10示出了随着围绕连杆62和64的焦点Pf沿相反方向施加负荷力矩的发动机推力负荷Ft和进口负荷Fi的矢量，其结果是如果Ft和Fi相对于焦点的距离对于其相应的大小适当的话，则其力矩能够相互抵消。在不具有由进口负荷Fi在发动机10中引起的弯曲力矩的情况下，核心发动机14的主干将不经受弯曲或偏转。显著地，如果在图10中所示的情况下通过后部发动机安装件60施加任何力，则弯曲或偏转相当地小。因此，焦点在发动机中心线40下方以及发动机推力负荷Ft和进口负荷Fi的矢量的相交处略微向后的位置是本发明的优选方面，以便显著减少核心发动机14的主干的弯曲和偏转。然而，焦点的位置能够位于中心线40处或者甚至位于中心线40上方也属于本发明的范围内。总体而言，如果焦点定位在与发动机中心线40的距离不超过进口直径（如由进口组件12A内的风扇外壳42的内径所限定的）的15%的位置处，就能够实现合适的结果。此外，焦点优选地定位成非常靠近发动机推力负荷矢量Ft和进口负荷矢量Fi的相交处，以便定位在发动机10的风扇进口组件12A内。然而，如果焦点定位在相交处后部的距离不超过相交处与高压压缩机前部凸缘站67之间的距离（同样示于图10中）的75%，就认为合适的结果是能够实现的。
最后，图11图示了在巡航期间存在的状况，在该时段期间，连杆62和64以及后部发动机安装件60经受由于发动机重量W和下部发动机推力Ft而造成的力，但是在该情况下，基本不存在进口负荷。通过图8至11，在适当情况下，安装系统50能够被设计成使得将核心发动机14的后部支承框架46联接至发动机机翼支承结构44的后部发动机安装件60的作用能够限于支承发动机10重量的一部分（例如，图8）并且吸收阵风负荷（如在飞行中典型地遇到的那样）的一些部分等将是显而易见的。
通过上文，应当领会，焦点Pf在发动机中心线40下方以及发动机推力负荷Ft和进口负荷Fi的矢量的相交处略微之后的位置能够通过与附图中所示不同的连杆的组合以及构造和安装位置实现，并且这种其它的组合和构造属于本发明的范围内。能够易于通过利用所应用的矢量分析以导出力矩来确定合适的备选方式，如本领域内众所周知的。
图12示出了装配有安装系统50的发动机10能够安装于飞机机翼的合适的支承机构44所使用的方法，在该时段期间，整个发动机10及其安装系统50都与飞机相应的连接结构对准。上部连杆62被示为与其相应的杆构件68组装，而下部连杆64已与飞机机翼上合适的支承结构（未示出）预先组装且后部发动机安装件60已与核心发动机14的后部支承框架46预先组装。之后，发动机10向后移动，以允许上部连杆62与机翼支承结构44连接、下部连杆64与杆构件70连接、以及后部发动机安装件60与机翼支承结构44连接。
最后，图13至17示出了与安装系统50的前部端52内的集成结构54相关的其它的细节。在图13至17中所示的实施例中，集成结构54示为被构造成使扭转刚度增大，同时还是狭窄和成锥形的，以提高安装系统50的气动性能。图13是看向朝向安装系统50向前方向的视图，从该视图能够看到集成结构54具有定位在上部连杆62前部的锥形结构76和金字塔形上部结构78。锥形整流罩结构80从锥形结构76向下延伸，从而提供具有气动外部形状的安装系统50的前部段52。如更易于在图14至16中看到的，内部腹板82使集成结构54的扭转刚度增大，该内部腹板82与结构76和78的锥形和金字塔形状组合提供了能够使集成结构54的扭转刚度增大的六边形横截面。如在图13中看到的，上部连杆62被示为与X形腹板84互连，该X形腹板84使连杆62的扭转刚度增大。在图17中，示出了前部段52的一部分以及前部段52通过上部连杆62联接至其上的机翼支承结构44的相邻部分（未示出上部连杆62与支承结构44的连接）。图17将集成结构54示为进一步包括突出部86（优选地两个中的一个），机翼支承结构44能够联接至该突出部86，以提供等待故障安全能力，飞机发动机安装系统通常可能设置有该突出部，以提供结构冗余并且提供用于处理不太可能发生但是被设计的极限负荷的装置。
尽管已根据特定实施例描述了本发明，但是显而易见的是，本领域技术人员能够采用其它形式。例如，安装系统50及其部件的物理构造能够与图示不同，并且各种材料和方法能够用于构造系统50及其部件。因此，本发明的范围将仅由所附权利要求限定。

Claims (20)

1.一种用于将发动机安装至飞机的发动机支承结构的系统，所述发动机是在其进口处具有进口直径的涡轮机，所述系统包括刚性结构和连杆机构，所述连杆机构具有至少第一连杆和第二连杆，所述第一连杆和所述第二连杆均枢转连接至所述刚性结构并且适于枢转连接至所述发动机支承结构，所述第一连杆和所述第二连杆被构造成在一位置处限定其焦点，所述位置离开所述发动机的中心线的距离不超过所述进口直径的15%并且位于所述飞机处于爬升操纵时所述发动机所经受的进口负荷的矢量后部，所述焦点的位置使得在爬升操纵期间所述发动机的推力负荷的力矩和进口负荷的力矩彼此相反并且由此减少所述发动机的主干弯曲。
2.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述焦点定位在所述发动机的中心线下方和所述发动机的风扇进口组件内，所述风扇进口组件限定了所述发动机的进口及其进口直径。
3.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述第一连杆在所述第二连杆上方枢转联接至所述刚性结构并且适于在所述第二连杆上方枢转连接至所述飞机的发动机支承结构。
4.根据权利要求3所述的系统，其特征在于，所述第二连杆是推力连杆，所述连杆机构还包括与所述推力连杆对准的第三连杆，所述第三连杆在所述第一连杆下方枢转联接至所述刚性结构，并且适于在所述第一连杆下方枢转连接至所述发动机支承结构。
5.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述发动机是涡扇发动机，并且所述系统还包括用于将所述刚性结构联接至所述涡扇发动机的风扇外壳的装置。
6.根据权利要求5所述的系统，其特征在于，所述系统还包括用于将所述第二连杆联接至所述涡扇发动机的核心发动机的装置。
7.根据权利要求5所述的系统，其特征在于，所述系统还包括用于将核心发动机联接至所述飞机的发动机支承结构的装置。
8.根据权利要求7所述的系统，其特征在于，联接装置支承所述涡扇发动机重量的一部分。
9.根据权利要求8所述的系统，其特征在于，所述联接装置在爬升操纵期间所经受的负荷没有所述涡扇发动机重量的一部分大。
10.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述刚性结构具有向下成锥形的外部形状。
11.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述刚性结构具有六边形横截面，所述六边形横截面被构造成增强所述刚性结构的刚度。
12.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述系统安装至所述发动机并且安装至所述飞机的发动机支承结构，所述第一连杆和所述第二连杆的焦点定位在所述发动机的中心线下方和所述飞机处于爬升操纵时所述发动机所经受的进口负荷的矢量后部，使得推力负荷和进口负荷的力矩彼此相反。
13.根据权利要求12所述的系统，其特征在于，所述飞机的发动机支承结构安装至所述飞机的机翼。
14.根据权利13所述的系统，其特征在于，所述发动机是涡扇发动机，所述涡扇发动机包括机舱和核心发动机，并且所述焦点定位在所述机舱的风扇进口处。
15.根据权利要求14所述的系统，其特征在于，所述第一连杆在所述第二连杆上方枢转联接至刚性结构并且在所述第二连杆上方枢转连接至所述飞机的发动机支承结构，所述第二连杆是联接至所述涡扇发动机的核心发动机的推力连杆，并且所述连杆机构还包括与所述推力连杆对准的第三连杆，所述第三连杆在所述第一连杆下方枢转联接至所述刚性结构，并且在第一连杆下方枢转连接至所述所述发动机支承结构。
16.根据权利要求14所述的系统，其特征在于，所述系统还包括用于将所述刚性结构联接至所述涡扇发动机的风扇外壳的装置。
17.根据权利要求14所述的系统，其特征在于，所述系统还包括用于将所述核心发动机直接联接至所述飞机的发动机支承结构的装置。
18.一种将发动机安装至飞机的发动机支承结构的方法，所述发动机是在其进口处具有进口直径的涡轮机，所述方法使用包括刚性结构和连杆机构的系统，所述连杆机构具有至少第一连杆和第二连杆，所述第一连杆和所述第二连杆均枢转连接至所述刚性结构并且适于枢转连接至所述发动机支承结构，所述方法包括将所述系统联接至所述发动机并且联接至所述飞机的发动机支承结构，使得所述第一连杆和所述第二连杆枢转连接至所述刚性结构，所述第一连杆枢转连接至所述飞机的发动机支承结构，所述第二连杆枢转连接至所述发动机，并且所述第一连杆和所述第二连杆在一位置处限定其焦点，所述位置离开所述发动机的中心线的距离不超过所述进口直径的15%并且位于所述飞机处于爬升操纵时所述发动机所经受的进口负荷的矢量后部，所述焦点的位置使得在爬升操纵期间所述发动机的推力负荷的力矩与进口负荷的力矩彼此相反并且由此减少所述发动机的主干弯曲。
19.根据权利要求18所述的方法，其特征在于，所述方法还包括提供第三连杆，所述第三连杆与所述第二连杆对准，所述第三连杆在所述第一连杆下方枢转联接至刚性结构，并且在所述第一连杆下方枢转连接至所述发动机支承结构。
20.根据权利要求18所述的方法，其特征在于，所述发动机是涡扇发动机并且所述方法还包括：
将所述刚性结构联接至所述涡扇发动机的风扇外壳；
将所述第二连杆联接至所述涡扇发动机的核心发动机；以及
将所述核心发动机直接联接至所述飞机的发动机支承结构。
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