CN105836143B - 包括涡轮喷气发动机和安装吊架的飞行器推进组件 - Google Patents

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Abstract

包括涡轮喷气发动机和安装吊架的飞行器推进组件(100)，包括：涡轮喷气发动机(102)，具有绕纵向轴线(105)的风扇壳(110)和中心壳(112)；安装吊架(104)，具有刚性结构(106)；前发动机附连件(152)，间设于刚性结构的前方末端与风扇壳的上部之间，上部在经过纵向轴线(105)的竖直中央平面(P)中；后发动机附连件(154)，间设于刚性结构的中央区域与中心壳的上后部之间；用于吸收由发动机(102)推力的装置(156)，包括两个连杆(158)，连杆(158)放置于中央平面(P)两侧，且前方铰接于中心壳的前部上，后方直接铰接在刚性结构上。这种布置允许减少应力并且简化刚性结构。

Description

包括涡轮喷气发动机和安装吊架的飞行器推进组件
技术领域
本发明涉及将涡轮喷气发动机安装于飞行器的机翼下方的总体领域。本发明特别地有关于包括涡轮喷气发动机和将涡轮喷气发动机安装于飞行器机翼下方的安装装置的推进组件，该涡轮喷气发动机特别地是具有内外涵的涡轮喷气发动机。本发明还涉及配备了这种推进组件的飞行器。
背景技术
图1示出了现有技术的推进组件10，推进组件10紧固到飞行器的机翼12 下方。推进组件10包括涡轮喷气发动机16和安装吊架14，藉由安装吊架14，涡轮喷气发动机16紧固于机翼12下方。安装吊架14通常包括刚性结构18，也称为初级结构，其支撑将要用于安装涡轮喷气发动机16的第一紧固部件。
这些第一紧固部件由两个发动机附连件20和22以及用于吸收由涡轮喷气发动机16产生的推力的装置24形成。
安装吊架14还包括第二紧固部件(未图示)，第二紧固部件允许将安装吊架14紧固到机翼12上。当然，推进组件10将由机舱(未图示)包围。
安装吊架14还具有多个次级结构26，次级结构26添加到刚性结构18上并且确保系统的隔离和保持，同时支撑空气动力学整流罩部件。
涡轮喷气发动机16在前方包括包围环形风扇通道的风扇壳28并且朝向后方包括较小尺寸的中心壳30，较小尺寸的中心壳30封闭涡轮喷气发动机16 的机芯。当然，壳28和30彼此成一体的。
第一紧固部件包括前发动机附连件20，前发动机附连件20间设于刚性结构18的前方末端与风扇壳28的上部之间。而且，第一紧固部件包括后发动机附连件22，后发动机附连件22间设于刚性结构18与中心壳30后部之间。
最后，这些第一紧固部件包括用于吸收由涡轮喷气发动机16产生的推力的装置，这个装置包括两个连杆24(在图1中仅可以看到其中之一)，两个连杆24放置于涡轮喷气发动机16的中央竖直平面P的各一侧并且一方面铰接到风扇壳28上并且另一方面铰接到紧固于刚性结构18的支撑件上。用于吸收由两个连杆24和支撑件所形成的推力的装置被设计成吸收沿着涡轮喷气发动机 16的纵向方向的全部或大部分力。
第一紧固部件优选地形成在刚性结构18与涡轮喷气发动机16之间的等压连接系统。
前发动机附连件20允许吸收沿着方向Y和Z一部分力，这在刚性结构18 的前部中产生高弯曲力矩My和Mz以及扭转力矩Mx。这种负荷使得必须安装特殊刚性结构18，特殊刚性结构18呈现从前向后延伸的闭合箱体状，箱体即基本上沿着纵向方向X且设有横向肋(未图示)，每个在横向平面呈现矩形形状。
因此，这种结构设计和实施起来相对复杂。
发明内容
本发明的一个目的在于提出一种推进组件，包括涡轮喷气发动机和安装装置，安装装置用来将涡轮喷气发动机安装到飞行器的机翼下方，并且这种推进组件可克服现有技术的缺点，尤其是能简化安装吊架的结构。
为此，提出了一种带机翼的飞行器的推进组件，所述推进组件包括：
-涡轮喷气发动机，包括绕纵向轴线的风扇壳和中心壳，
-安装吊架，具有刚性结构，
-前发动机附连件，间设于刚性结构的前方末端与风扇壳的上部之间，所述上部在经过纵向轴线的竖直中央平面上，
-后发动机附连件，间设于刚性结构的中央区域与中心壳的上部之间，
-用于吸收由涡轮喷气发动机产生的推力的装置，包括两个连杆，这两个连杆放置于中央平面的另一侧且一方面在前方铰接于中心壳的前部上以及另一方面在后方直接铰接于刚性结构上，
一方面，吸收绕竖直方向Z的弯曲力矩(Mz)，并且另一方面，在前发动机附连件处的仅沿着竖直方向Z的涡轮喷气发动机的悬挂力和由绕横向方向Y的简单弯曲力矩(My)施加对刚性结构前部的荷载，
所述推进组件还包括第二紧固部件以确保刚性结构固定到机翼上，并且呈现为在前方的刚性结构各一侧上的两个翼状件，各翼状件上有穿孔，各连杆的纵向轴线穿过与其在刚性结构同一侧上的穿孔
这种安装使得能吸收仅在前发动机附连件处沿着Z轴线的悬挂力并且因此能简化刚性结构的结构。
有利地，两个连杆的纵轴线在第二紧固部件后部的竖直中央平面中。有利地，刚性结构的前部呈现两个背靠背放置的C形臂的形状。
有利地，刚性结构的前方末端包括穿孔，穿孔的中心线平行于涡轮喷气发动机的横向方向；风扇壳体的上部包括穿孔，穿孔的中心线平行于横向方向；并且前发动机附连件由两个钩环构成，每个钩环适应刚性结构的穿孔或者风扇壳体的穿孔，使得能将销放置于每一个穿孔的中心线的适当位置。
有利地，中心壳包括平行于纵向轴线和在中央平面两侧的两个穿孔，后发动机附连件由两个凹型叉端构成，凹型叉端的中心线平行于纵向轴线，每个凹型叉端适应通过将销放置就位而固定的穿孔之一。
有利地，每个连杆在经过纵向轴线并且平行于涡轮喷气发动机的横向方向的附连平面紧固到中心壳上。
有利地，刚性结构的中央区域呈现箱体的形状，箱体包括一组横向肋，并且这些肋之一处于由连杆的纵向轴线和横向方向限定的平面中。
有利地，推进组件包括安全系统，安全系统包括在刚性结构下方转动地安装并且在中央平面的两侧延伸的支撑件，支撑件的每个末端安装于中心壳上的铰链。
有利地，包括支撑件与刚性结构之间的连接或者支撑件与中心壳之间的连接的至少一个连接是松动的。
本发明提出了一种飞行器，包括机翼和根据前述变型之一的推进组件，推进组件的刚性结构紧固于机翼下方。
附图说明
附图简述
通过阅读下文结合附图以示例实施例的描述，上文所提到的本发明特征以及其它特征将变得更加明暸，在附图中：
图1示出了包括飞行器机翼和现有技术推进组件的组件的轴向剖视图；
图2示出了本发明飞行器的侧视图；
图3示出了包括飞行器机翼和本发明推进组件的组件透视图。
具体实施方式
图2示出了具有机翼52的飞行器50，在机翼52下方安装推进组件100，推进组件100包括涡轮喷气发动机102和安装吊架104。
按照惯例，X是涡轮喷气发动机102的纵向方向，这个方向X平行于这个涡轮喷气发动机102的纵向轴线(图3，105)。而且，Y是涡轮喷气发动机102的横向方向，当飞行器在地面时其是水平的，并且Z是当飞行器在地面时的竖直方向或竖直高度，这三个方向X、Y和Z彼此正交。
而且，术语“前”和“后”应关于当涡轮喷气发动机102运转时飞行器的向前移动方向来考虑，这个方向由箭头107示意性地示出。
图3示出了推进组件100，推进组件100包括涡轮喷气发动机102和安装吊架104，利用安装吊架104，涡轮喷气发动机102紧固到机翼52上。安装吊架104在此处由刚性结构106示出，也被称作初级结构，支承将用于安装涡轮喷气发动机102的第一紧固部件150。刚性结构106沿着纵向方向X在前方末端与后方末端之间延伸，中央区域位于前方末端与后方末端之间。
这些第一紧固部件由前发动机附连件152和后发动机附连件154以及用于吸收由涡轮喷气发动机102产生的推力的装置156形成。
安装吊架104还包括第二紧固部件108，第二紧固部件108允许将安装吊架104，具体的是刚性结构106紧固到机翼52上。
涡轮喷气发动机102在前方包括包围环形风扇通道的风扇壳110并且在内侧且朝向风扇壳110的后部包括较小尺寸的中心壳112，中心壳112 封闭涡轮喷气发动机102的机芯。壳110和112彼此成一体。
前发动机附连件152直接间设于刚性结构106的前方末端与风扇壳110 的上部之间，所述上部在涡轮喷气发动机102的竖直中央平面XZ中，此平面经过纵向轴线105并且在下文中也被称作中央平面P。因此，利用后发动机附连件154和下文所述的吸收装置156，在前发动机附连件152仅施加沿着竖直方向Z的涡轮喷气发动机102的悬挂力。因此风扇壳110悬挂于刚性结构106的前方末端下方。因此刚性结构106的前部仅由单个弯曲力矩 (My)加载，与其中刚性结构的前部由组合弯曲力矩(My/Mz)加载的现有技术情况不同。
安装吊架104关于中央平面P对称。
后发动机附连件154直接间设于刚性结构106的中央区域和中心壳112 后上部之间。后发动机附连件154也允许吸收沿着竖直方向Z的涡轮喷气发动机102的悬挂力以及吸收沿着方向Y定向的侧向或横向力。在此，后发动机附连件154包括多个附连点，这些附连点分布于中央平面P的两侧。
用于吸收由涡轮喷气发动机102产生的推力的装置156包括两个连杆158，这两个连杆158放置于中央平面P的两侧，并且一方面在前方铰接到中心壳112的前部，另一方面，在后方直接铰接在刚性结构106上。吸收装置156被设计成吸收沿着连杆158的纵向方向的全部力或大部分力。两个连杆158彼此独立地且直接地(也就是说，在它们与刚性结构106之间除了其铰接在刚性结构106上并无任何移动的中间结构)紧固到刚性结构 106上，这与支撑件作为为连杆与刚性结构之间的中间部件的现有技术不同。两个连杆158也能够吸收弯曲力矩Mz。如图3清楚所示，两个连杆158 的纵向轴线与第二紧固部件108后部的竖直中央平面XZ处于同一平面，因此可将力矩MZ传递到机翼52。
这种设置可防止由刚性结构106的前部吸收组合弯曲力矩(My+Mz+Mx) 并且因此能避免这种刚性结构106的前部的复杂结构，因此与现有技术相比，简化了结构。
在此所述的本发明实施例中，刚性结构106的前部呈现两个背靠背放置以构成I梁的C形臂形状。
刚性结构106的前方末端包括穿孔，穿孔的中心线平行于横向方向Y。在图3的实施例中，穿孔在凸耳中做出，刚性结构106在其前方末端处具有凸耳。
风扇壳110的上部包括穿孔，穿孔的中心线平行于横向方向Y。在图3 实施例中，穿孔在凸耳中做出，风扇壳110在其外冠状物周边具有凸耳。此凸耳有利地在后方区域并且在十二点钟位置，但此位置并不限于刚刚提到的这个区域。
前发动机附连件152呈现两个钩环160的形状，上钩环与刚性结构106 的前方末端处的穿孔合作，下钩环与风扇壳110上部的穿孔合作。对于每个钩环，随后通过将销162穿过穿孔放置于适当位置来确保紧固。
前发动机附连件152因此由两个钩环构成，每个钩环适应刚性结构106 的穿孔或风扇壳110的穿孔。
后发动机附连件154此处呈现两个凹型叉端164的形状，其中心线都平行于纵向轴线105，每一个放置于中央平面P的一侧并且适应平行于中心壳112的纵向轴线105的穿孔，穿孔此处由销固定。每个凹型叉端164刚性地紧固到刚性结构106的中央区域。
在图3所示的实施例中，对于每个穿孔而言，中心壳112具有与所述中心壳112成一体的凸耳并且在凸耳中做出穿孔。
每个连杆158由叉端166紧固到刚性结构106上，每个叉端166的中心线此处基本上平行于横向方向Y。将连杆158固定于刚性结构106的两个叉端166在平行于横向方向Y的方向上彼此分开，因此可确保两个连杆158 彼此独立地工作。
每个连杆158在经过纵向轴线105并且平行于横向方向Y的紧固平面上紧固到中心壳112。此处由连杆158的凹型叉端168确保紧固，连杆158 的凹型叉端168适应中心壳112的穿孔(未图示)，穿孔此处由销170固定。在叉端168、穿孔与销170之间的共同中心线此处包含在垂直于纵向轴线105的紧固平面中。
第二紧固部件108能将刚性结构106紧固到机翼52上，并且呈现为在刚性结构106后部、紧固于刚性结构106两侧的两个翼状件172。每个翼状件172制有穿透的穿孔174，穿孔174被设置为容纳紧固轴190，确保在机翼52下方紧固。为了清楚起见，紧固轴190和机翼52此处以点划线以示意性的方式示出。
为了确保改善从涡轮喷气发动机102到机翼52的应力传递，每个连杆158放置于刚性结构106的各一侧使得对于每个连杆158而言，所述连杆 158的纵向轴线经过刚性结构106的穿孔174，该穿孔174与所述连杆158 在刚性结构106的相同侧。这种对准在此由连续线176示出，连续线176 与连杆158的纵向轴线重合。对于每一侧，两个翼状件172基本上沿着轴线176的方向延伸。
在图3中看到为透明的刚性结构106的中内区域呈箱体形状，箱体包括一组横向肋178、179、180，横向肋分布在包含横向方向Y的平面中并且每个呈现矩形形状。
为了确保改善从涡轮喷气发动机102朝向机翼52的应力传递，肋180 之一与连续线176对准，也就是说，肋180在由连续线176或者同样连杆 158的纵向轴线和横向方向Y限定的平面中。
换言之，可以说为了形成“完美的”推力线，至少一支肋180与连续线176和翼状件172的穿孔174在纵向对齐。
推进组件100具有安全系统200，当意外事件发生时，例如连杆158 发生故障时，安全系统200可使涡轮喷气发动机102保持住。
安全系统200包括在刚性结构106的中央区域下方，尤其是在中央区域下方且绕基本上平行于纵向轴线105的旋转轴线以及在中央平面P中转动安装的支撑件202。为此目的，刚性结构106在中央区域下方包括板状件 204，支撑件202可转地安装于板状件204上。
板状件204为肋179之一的延长部并且与其成一体。
支撑件202在中央平面P的两侧延伸并且其末端中每一个安装于中心壳112上的铰链。为此目的，中心壳112包括两个安装器件206，每个安装器件206此处呈凹型叉端的形状，凹型叉端的中心线基本上平行于纵向轴线105并且支撑件202的末端安装成铰接到安装器件206中的每一个上。由于这三个连接点，支撑件202此处呈现大体三角形的形状。
为了防止安全系统200在正常运转模式产生应力，包括于支撑件202 与刚性结构106之间连接，或者支撑件202与中心壳112之间连接的连接至少一个是松动的。例如通过在刚性结构106下方的叉端或回转连接处制成长圆孔来实现这种松动。当例如连杆158故障等事故发生时，然后由中心壳112的微小变形来补偿松动作用，并且然后支撑件202支撑所述中心壳112以吸收弯曲力矩Mz。

Claims (10)

1.一种具有机翼(52)的飞行器(50)的推进组件(100)，所述推进组件(100)包括：
-涡轮喷气发动机(102)，包括绕纵向轴线(105)的风扇壳(110)和中心壳(112)，
-安装吊架(104)，具有刚性结构(106)，
-前发动机附连件(152)，间设于所述刚性结构(106)的前方末端与所述风扇壳(110)的上部之间，所述上部在经过所述纵向轴线(105)的竖直中央平面(P)中，
-后发动机附连件(154)，间设于所述刚性结构(106)的中央区域与所述中心壳(112)的上部之间，
-用于吸收由所述涡轮喷气发动机(102)产生的推力的装置(156)，包括两个连杆(158)，所述两个连杆(158)放置于所述中央平面(P)的两侧，且一方面在前方铰接于所述中心壳(112)的前部上，另一方面在后方直接铰接在所述刚性结构(106)上，
一方面，允许吸收绕竖直方向(Z)的弯曲力矩(Mz)，另一方面，向所述前发动机附连件(152)仅施加沿着所述竖直方向(Z)的所述涡轮喷气发动机(102)的悬挂力以及由绕横向方向(Y)的简单弯曲力矩(My)对所述刚性结构(106)前部的荷载，
所述推进组件还包括第二紧固部件(108)，确保所述刚性结构固定到所述机翼且呈固定于所述刚性结构后部各一侧上的两个翼状件形状，各所述翼状件制有穿孔，就每个连杆而言，所述连杆的纵向轴线经过与其在所述刚性结构同一侧上的所述穿孔。
2.根据权利要求1所述的推进组件(100)，其特征在于，所述两个连杆(158)的所述纵向轴线与所述第二紧固部件(108)后部的竖直中央平面(XZ)共平面。
3.根据权利要求1所述的推进组件(100)，其特征在于，所述刚性结构(106)的前部呈现两个背靠背放置的C形臂形状。
4.根据权利要求1所述的推进组件(100)，其特征在于，所述刚性结构(106)的前方末端包括穿孔，所述穿孔的中心线平行于所述涡轮喷气发动机(102)的所述横向轴线(Y)；所述风扇壳体(110)的所述上部包括穿孔，所述穿孔的中心线平行于所述横向方向(Y)；并且所述前发动机附连件(152)由两个钩环(160)构成，每个钩环适应所述刚性结构(106)的穿孔或者所述风扇壳体(110)的穿孔，使得能将销(162)在每个穿孔的中心线上放置就位。
5.根据权利要求1所述的推进组件(100)，其特征在于，所述中心壳(112)包括平行于所述纵向轴线(105)且在所述中央平面(P)两侧的两个穿孔，所述后发动机附连件(154)由两个凹型叉端(164)构成，所述凹型叉端(164)的中心线平行于所述纵向轴线(105)，每个凹型叉端(164)适应通过将销放置就位而固定的所述穿孔之一。
6.根据权利要求1所述的推进组件(100)，其特征在于，每个连杆(158)在经过所述纵向轴线(105)并且平行于所述涡轮喷气发动机(102)的所述横向方向(Y)的附连平面紧固到所述中心壳(112)上。
7.根据权利要求1所述的推进组件(100)，其特征在于，所述刚性结构的中央区域呈箱体形状，所述箱体包括一组横向肋(178,180),且所述肋之一(180)处于由所述连杆(158)的所述纵向轴线和所述横向方向(Y)限定的平面中。
8.根据权利要求1所述的推进组件(100)，其特征在于，包括安全系统(200)，所述安全系统(200)包括在所述刚性结构(106)下方转动地安装并且在所述中央平面(P)的两侧延伸的支撑件(202)，所述支撑件(202)的每个末端安装于所述中心壳(112)上的铰链。
9.根据权利要求8所述的推进组件(100)，其特征在于，包括于所述支撑件(202)与所述刚性结构(106)之间的连接是松动的，或者所述支撑件(202)与所述中心壳(112)之间的连接是松动的。
10.一种飞行器(50)，包括机翼(52)和根据权利要求1所述的推进组件(100)，所述推进组件的刚性结构(106)紧固于所述机翼(52)下方。
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