CN104204490A - 用于飞行器涡轮喷气发动机的气体喷射锥体 - Google Patents

用于飞行器涡轮喷气发动机的气体喷射锥体 Download PDF

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CN104204490A CN201380015176.8A CN201380015176A CN104204490A CN 104204490 A CN104204490 A CN 104204490A CN 201380015176 A CN201380015176 A CN 201380015176A CN 104204490 A CN104204490 A CN 104204490A
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让-伯纳德·居伊隆
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Abstract

本发明涉及一种用于飞行器涡轮喷气发动机的气体喷射锥体(1)，其包括：基本上呈圆柱形的前锥体部(5)；基本上呈锥形的后锥体部(7)；引流和/或通风管(11)，其在前锥体部(5)和后锥体部(7)内部延伸，并通到后锥体部的端部；用于支撑引流和/或通风管的支撑轴承(13)，所述支撑轴承设置在所述后锥体部(7)的内部。所述气体喷射锥体(1)的特征在于，所述后锥体部(7)依次包括连接所述前锥体部(5)的前子部(7a)和可拆卸地固定在所述前子部(7a)并装配有引流和/或通风管(11)的出口的后子部(7b)。

Description

用于飞行器涡轮喷气发动机的气体喷射锥体
技术领域
本专利申请涉及用于飞行器涡轮喷气发动机的气体喷射锥体。
背景技术
已知，如图1所示，为了一方面优化由涡轮喷气发动机排出的热空气流，以及另一方面吸收至少部分由上述热空气与周围空气以及与涡轮喷气发动机的风扇排出的冷空气流相互作用产生的噪音，通常在飞行器涡轮喷气发动机T的后部设置喷射锥体1。
如附图2所示的传统喷射锥体1，上游和下游(相对于涡轮喷气发动机的喷射空气的流动方向)分别位于附图的左侧和右侧。
所述锥体位于涡轮喷气发动机T的下游，与壳体或喷嘴3同轴，并转而固定在涡轮喷气发动机T的燃烧室的下游边缘。
更特别地，喷射锥体1，严格来讲，包括基本上呈圆柱形的前锥体部5(通常称为“前塞”)和呈圆锥形的后锥体部7(通常称为“后塞”)。
上述两个喷射锥部分通常可以由铬镍铁合金625或钛B21s型金属合金片制成，并由同心加固件9a，9b，9c，9d进行加固。
前部5可能具有声学吸收功能，其中形成该部分的外部片材被穿孔，蜂巢型夹层结构设置在面向穿孔的片材内部。
此外，前部5和后部7可以分成如图2所示的两个可拆卸的元件，所述两个元件通过凸缘9b，9c彼此固定(同样完成加固件的功能)，例如通过螺丝接合彼此连接。
相反地，上述前部5和后部7能够彼此不可拆卸地连接，因为前部5和后部7形成一体式组件，或者因为前部5和后部7通过焊接彼此固定。
在有些情况下，有必要设置涡轮喷气发动机机油的引流管和/或涡轮喷气发动机空气的通风管11，所述管通到(débouchant)后锥体部7的尖端(参见图1)。
考虑到涡轮喷气发动机产生的震动以及在管道和轴承之间的剧烈摩擦，将引起上述部件的磨损，所述管通常固定在涡轮喷气发动机T上，并通过设置在后锥体部7内的轴承支持。
至少由于上述理由，所述部件应进行定期的检查。
通常地，当喷射锥体1由两个可拆卸的部分组成，需要将后锥体部7相对于前锥体部5移除来进行检查，或者当前部5和后部7彼此不可拆卸地连接时，需要完全移除锥体1。
所述移除操作需要较长的时间来执行，并且需要多个操作人员的干预，特别是如果操作相对大重量的部件。
发明内容
本发明的目的特别在于提供一种用于涡轮喷气发动机的气体喷射锥体，所述气体喷射锥体装配有通风和/或引流管道，从而允许在少数操作人员的情况下，对所述管道与支撑轴承的接合区域进行检查的操作变得简便。
实现本发明目的的气体喷射锥体包括：
-基本上呈圆柱形的前锥体部，
-基本上呈锥形的后锥体部，
-引流和/或通风管，在前锥体部和后锥体部内部延伸，并通到后锥体部的端部，
-引流和/或通风管的支撑轴承，所述支撑轴承设置在所述后锥体部的内部，
所述气体喷射锥体的特征在于，所述后锥体部依次包括前子部和后子部，所述前子部连接至所述前锥体部，所述后子部可拆卸地固定至所述前子部并装配有所述引流和/或通风管的出口。
由于上述特征，后子部可以从前子部上移除，从而能够检查引流和/或通风管与其支撑轴承的接合区域，更一般的，能够检查气体喷射锥体的整体内部。
如果必要，内窥镜可以应用来实现所述目的。
本发明因此避免了不得不移除整个气体喷射锥体的后部，甚至避免了当其前部和后部不可拆卸地彼此连接时不得不移除整个气体喷射锥体：检查操作能够通过最少的操作人员从所述锥体内部进行，特别是引流和/或通风管与其支撑轴承的接合区域。
根据本发明的其他可选特征：
-所述轴承固定在所述前子部的内部；
-所述轴承固定在所述后子部的内部；
-所述轴承支撑在所述前子部和后子部的边缘；
-所述轴承基本上呈环形；
-所述后子部的轴向长度受限于所述引流和/或通风管的安装和检查的功能性需求；
-所述后子部的最大直径在所述前子部的最大直径的10％至20％之间；
-所述前子部的最大直径在所述前锥体的最大直径的80％至95％之间；
-所述前锥体部与所述前子部不可拆卸地彼此连接；
-所述前锥体部与所述前子部可拆卸地彼此连接。
本发明还涉及一种装配有所述气体喷射锥体的发动机舱。
附图说明
本发明的其他特征和优点将通过随后的说明书的内容和附图呈现，其中：
-图1所示为，如说明书先前所述的，由配备有气体喷射锥体的发动机舱围绕的飞行器涡轮喷气发动机的透视图，
-图2所示为，如说明书先前所述的，现有技术中的典型气体喷射锥体的透视剖面图，
-图3所示为本发明中的气体喷射锥体的透视图，
-图4所示为图3中喷射锥的轴向截面图，
-图5所示为图3和4中喷射锥的详尽分解透视图。
在全部附图中，相同或类似的附图标记指代相同或类似的部件或部件组。
具体实施方式
随后的说明书中将应用术语“前”和“后”。
上述术语应当理解为，当涡轮喷气发动机处于操作状态时，相对于发动机舱内的空气流通方向。
更具体而言，所述前部和后部分别位于每一附图的左侧和右侧。
图3和图4所示的本发明的喷射锥1，其包括两个主体部分，即基本上呈圆柱形的前锥体部5，和基本上呈圆锥形的后锥体部7。
如说明书前文所述，所述前锥体部5和后锥体部7可以，例如通过焊接，不可拆卸地彼此连接，或者例如通过螺丝，以可拆卸的方式彼此连接，如图3和图4所示的实施例。
后锥体部7依次包括前子部7a和后子部7b，所述后子部7b例如通过螺丝可拆卸地连接到其上。
后子部7b在其端部包括开口，从而能够实现连接到涡轮喷气发动机T的引流和/或通风管11的出口。
因此可以理解为每个前子部7a和后子部7b实际上形成了具有同轴同顶角的截锥。
如图4和图5所示，引流和/或通风管11，通过设置于前子部7a和后子部7b之间界面上的轴承13，在气体喷射锥体1的内部保持居中。
基本上呈环形的轴承13允许引流和/或通风管11穿过，并可以固定在前子部7a的边缘15，或后子部7b的边缘17，或者当后子部7b固定在前子部7a上时，可以简单地夹紧在上述两个边缘之间。
所述后子部的长度受限于安装和检查的功能性需求。
优选地，如图4所示，后子部7b的最大直径d通常处于前子部7a的最大直径D1的10％至20％之间。
所述最大直径D1通常处于前锥体部5的最大直径D2的80％至95％之间。
基于对上述说明书的理解，当要检查引流和/或通风管11和支撑轴承13之间的接合区域，能够将后子部7b从前子部7a上移除。
这种小体积的后子部7b允许单个操作人员对其进行快速地移除和操作。
一旦所述子部7b移除，该操作人员不仅能够检查接合区域，还可以必要时应用内窥镜对喷射锥体1组件进行检查。
当然，本发明不仅仅局限于作为简单事例提供的所描述和图示的实施例。

Claims (11)

1.一种气体喷射锥体(1)包括：
-基本上呈圆柱形的前锥体部(5)，
-基本上呈锥形的后锥体部(7)，
-引流和/或通风管(11)，在前锥体部(5)和后锥体部(7)内部延伸，并通到后锥体部的端部，
-引流和/或通风管的支撑轴承(13)，所述支撑轴承设置在所述后锥体部(7)的内部，
所述气体喷射锥体(1)的特征在于，所述后锥体部(7)依次包括前子部(7a)和后子部(7b)，所述前子部(7a)连接至所述前锥体部(5)的，所述后子部(7b)可拆卸地固定至所述前子部(7a)并装配有所述引流和/或通风管(11)的出口。
2.根据权利要求1所述的气体喷射锥体(1)，其中所述轴承(13)固定在所述前子部(7a)的内部。
3.根据权利要求1所述的气体喷射锥体(1)，其中所述轴承固定在所述后子部(7b)的内部。
4.根据权利要求1所述的气体喷射锥体(1)，其中所述轴承(13)通过所述前子部(7a)和后子部(7b)的边缘固定。
5.根据前述权利要求中任一项所述的气体喷射锥体(1)，其中所述轴承(13)基本上呈环形。
6.根据前述权利要求中任一项所述的气体喷射锥体(1)，其中所述后子部的长度受限于安装和检查的功能性需求。
7.根据前述权利要求中任一项所述的气体喷射锥体(1)，其中所述后子部(7b)的最大直径在所述前子部(7a)的最大直径的10％至20％之间。
8.根据前述权利要求中任一项所述的气体喷射锥体(1)，其中所述前子部(7a)的最大直径在所述前锥体(5)的最大直径的80％至95％之间。
9.根据前述权利要求中任一项所述的气体喷射锥体(1)，其中所述前锥体部(5)与所述前子部(7a)不可拆卸地彼此连接。
10.根据权利要求1-8中任一项所述的气体喷射锥体(1)，其中所述前锥体部(5)与所述前子部(7a)可拆卸地彼此连接。
11.一种装配有前述权利要求中任一项所述的气体喷射锥体(1)的发动机舱。
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