CN106477054B - 包括改进的前发动机附件的飞机发动机组件 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种飞机发动机组件，其包括发动机(52)、机翼支柱(54)以及连接发动机(52)和机翼支柱(54)的发动机连接件。该飞机发动机组件特征在于发动机连接件的前发动机附件(92)包括：至少一个前连杆(104)，其连接机翼支柱的第一结构(76)以及发动机(52)中心部分(58)，并且确保承受垂直负荷，以及至少一个连接件(106)，其连接机翼支柱(54)的第一结构(76)和发动机(52)的鼓风机壳体(70)，并且其确保承受水平的、垂直于发动机旋转轴的负荷和/或沿着发动机旋转轴的力偶。

Description

包括改进的前发动机附件的飞机发动机组件

技术领域

本发明涉及一种飞机发动机组件，其包括改进的前发动机附件。

背景技术

如图1和2中所示，飞机10包括多个发动机组件12，根据一种结构，其定位在飞机10的机翼14下方。

如图2中所示，发动机组件12包括发动机15、定位围绕发动机15的发动机舱16以及机翼支柱18，其确保在发动机15和飞机10的其余部分、尤其是机翼14之间形成连接。

如图3A和3B中所示，机翼支柱18包括刚性的第一结构20和第二结构21，所述第一结构20确保在发动机15和飞机10的其余部分之间形成力传动机构，所述第二结构21包围第一结构20并且限制了机翼支柱的阻力。

本发明更具体地涉及一种双气流涡轮喷气发动机型的飞机发动机。 如图3A和3B中所示，这种类型的发动机15包括尤其带有沿着旋转轴24而相对于定子可枢转的转子中心部分22，以及基本上呈圆筒形且其中定位有连接至发动机中心部分22的转子的鼓风机的鼓风机壳体26。

在说明书全文中，前方和后方的概念参考气体流出的方向，前方对应于气体（空气）进入发动机，而后方对应于气体（燃烧气体）排出。 此外，元件的中间部分对应于设置在前部部分和后部部分之间的部分。 上方和下方的概念参考了机翼支柱和飞机其余部分之间的连接，上方对应于机翼支柱和飞机机翼之间的连接，而下方对应于机翼支柱和发动机之间的连接。

中心部分22从包括空气入口的前部壳体28延伸至包括燃烧气体出口的后部壳体30。

根据一个概念，机翼支柱18的第一结构20通过连接部而连接至发动机15，所述连接部包括后部发动机附件32、前部发动机附件34以及确保推力恢复的一对推杆36。

根据如图3A中所示和文献FR2963320中所述的第一变化方案，后发动机附件32连接机翼支柱18的第一结构20的中间部分38和发动机15中心部分22的后壳体30，前发动机附件34连接机翼支柱18的第一结构20的前端部40和发动机15中心部分22的前壳体28，而推杆36连接第一结构20的中间部分38和发动机中心部分22的前壳体28。 根据与该变化方案相关的第一缺点，位于发动机的中心部分22和第一结构20之间的区域减少，并且不能将补充设备连接至发动机，因此其定位在机翼支柱的第一结构20上方。 该定位导致增加第二结构21的体积，并且影响了飞机的流体阻力。

根据另一缺点，该变化方案导致在发动机的中心部分22和机翼14之间的距离相对较大。

根据图3B所示的第二变化方案，前发动机附件34连接机翼支柱18的第一结构20的前端部40和鼓风机壳体26。 该方案导致发动机中心部分22和第一结构20之间的区域增大，这允许将补充设备连接至发动机。 该变化方案还导致减小发动机的中心部分22和机翼14之间的距离。 但是，第一结构20的前端部40定位在鼓风机壳体26上方，该第二变化方案导致限制鼓风机壳体26的直径。 但是，由于新发动机的稀释率增加，该直径趋于越来越大。

发明内容

本发明旨在克服现有技术的缺点。

为此，本发明提供了一种飞机发动机组件，包括发动机、机翼支柱以及发动机定位于其中的发动机舱，发动机包括：

-中心部分，其包括定子和转子，转子沿着旋转轴而关于定子枢转，

-鼓风机，连接至定位在鼓风机壳体内的转子，

机翼支柱包括第一结构，其通过发动机连接件而连接至发动机，其包括：

-后发动机附件，连接第一结构的中间部分和发动机中心部分，

-前发动机附件，连接第一结构的前端部和发动机，以及

-至少两个推杆。

根据本发明，飞机发动机组件特征在于前发动机附件包括连接机翼支柱的第一结构和发动机鼓风机壳体的至少一个连接件，以及连接机翼支柱的第一结构和发动机中心部分的至少一个前连杆，并且其特征在于每个前连杆通过沿着水平轴并且垂直于发动机旋转轴枢转的连接件而在第一端连接至机翼支柱的第一结构的前端部，并且通过沿着水平轴并且垂直于发动机旋转轴枢转的连接件而在第二端连接至发动机中心部分。

根据第一优点，该结构允许将至少一个补充设备收纳在位于发动机中心部分和机翼支柱的第一结构之间的区域内。

根据另一优点，前端部相对于后发动机附件向上错位，减少了发动机中心部分和机翼之间的距离。

根据另一优点，调节发动机稀释率的鼓风机壳体的直径不受机翼支柱的第一结构的前端部和地面之间的距离限制。

根据另一优点，与发动机重量相关的负荷由位于发动机中心部分处的前连杆承受，这趋于减少鼓风机壳体上的限制。

优选地，前连杆连接至定子的一部分，而前连杆的方向在垂直于旋转轴的平面内与旋转轴汇聚，该平面包括前轴承，确保引导转子相对于位于发动机更前部的定子旋转。

根据另一特征，连接机翼支柱的第一结构和鼓风机壳体的连接件包括设置在垂直于旋转轴的平面内的至少一对连接元件，该对中的每个连接元件相对于第一结构而与另一连接元件对称，每个连接元件一方面连接至第一结构，而另一方面连接至鼓风机壳体或相对于鼓风机壳体沿着旋转轴而旋转固定的发动机舱的至少一个元件。

根据第一变化方案，连接件包括两个侧连杆，每个侧连杆包括通过沿着平行于旋转轴的轴枢转的连接件而连接第一结构的第一端，以及通过沿着平行于旋转轴的轴枢转的连接件而连接至鼓风机壳体的第二端。

根据第二变化方案，连接件包括将发动机舱的第一发动机罩连接至机翼支柱的第一结构的至少一个第一连接元件，以及将发动机舱的第二发动机罩连接至机翼支柱的第一结构的至少一个第二连接元件，第一和第二发动机罩沿着旋转轴相对于鼓风机壳体旋转固定。

根据第一实施方式，第一和第二连接元件呈设置在垂直于旋转轴的平面内的至少一个马蹄铁形支架，其包括固定至机翼支柱的第一结构的中心部分，并且其从第一结构两侧以对称方式延伸，马蹄铁形支架包括连接至发动机舱的第一和第二发动机罩的端部。

根据第二实施方式，第一和第二连接元件是设置在第一结构两侧的侧连杆，每个侧连杆包括通过铰接连接至第一结构的第一端以及连接至一个发动机罩的第二端。 优选地，每个铰接是具有垂直枢转轴的枢转连接件。

本发明还提供了一种飞机，包括了根据本发明的至少一个发动机组件。

附图说明

图1是飞机的透视图。

图2是飞机的发动机组件的透视图。

图3A是示出了现有技术的第一变化方案不带发动机舱的飞机的发动机组件的侧视图。

图3B是示出了现有技术的第二变化方案不带发动机舱的飞机的发动机组件的侧视图。

图4是示意性示出本发明的不带发动机舱的飞机的发动机组件的侧视图。

图5是示出本发明第一变化方案的前发动机附件的透视图。

图6是示出本发明第一变化方案沿着机翼支柱的第一结构的前端的第一视角的透视图。

图7是沿着图6中可见的第一结构的前端部的第二视角的透视图。

图8是示出本发明第二变化方案的前发动机附件的透视图。

图9是示出本发明第二变化方案的发动机组件的顶视透视图。

图10是示出本发明第二变化方案的机翼支柱的第一结构的前端的透视图。

图11是图10中可见的第一结构的前端部的侧视图。

具体实施方式

参考随附附图，根据本发明的说明书，其他特征和优点将变得明显，所述说明书仅作为实例给出。

在图4、8和9中可见，飞机发动机组件50包括发动机52、机翼支柱54和发动机舱56（仅在图8和9中局部可见）。

根据一个实施方式，发动机52是双气流涡轮喷气发动机。 其包括：

中心部分58，其包括沿着旋转轴62而相对于定子64枢转的转子60，所述定子64包括具有空气入口的前壳体66以及具有燃烧气体出口的后部壳体68，

鼓风机，连接至位于鼓风机壳体70内的转子60，所述鼓风机壳体70通过径向臂连接至前壳体66。

前壳体66、后壳体68以及鼓风机壳体70大致与旋转轴62同心。 此外，发动机52包括多个轴承，确保引导转子60相对于定子64旋转。 一个轴承位于发动机52前方最前部、前壳体66内部，并且称为前轴承72。

下文中，轴X与发动机52的旋转轴62重合，轴Y垂直于轴X并且是水平的，而轴Z垂直于轴X且是垂直的。 垂直纵平面包括轴X和轴Z，水平纵平面包括轴X和轴Y，横平面是垂直于轴X的平面。

根据如图4所示的结构，机翼支柱54能够将发动机组件50连接至机翼74，发动机组件60位于翼片74下方。

机翼支柱54包括位于整流罩（未示出）内的第一结构76，其使得机翼支柱54具有空气动力学特征。 根据一个实施方式，第一结构76是厢式机座结构，其包括上梁78、下梁80、多个侧壁板84以及多个加固件86。

第一结构76通过翼片连接件94连接至翼片74，并且通过发动机连接件连接至发动机52。

根据一个结构，发动机连接件包括后发动机附件88，其连接第一结构76的中间部分90和发动机52的中心部分58，尤其是后壳体68。 发动机连接件还包括前发动机附件92，其连接第一结构76的前端部102和发动机52。 最后，发动机连接件还包括相对于垂直纵平面对称设置的两个推杆96，并且其连接第一结构76的中间部分和发动机52的中心部分58，尤其是前壳体66。

根据一个实施方式，机翼支柱的第一结构76在垂直纵平面内具有大致三角形的截面，其基本上水平的第一侧形成上梁78、形成向前定位的三角形的第二边的下梁80、连接上梁78和下梁80的后梁98（图4中可见）。 下梁80和后梁98在相对于上梁78向下错位的下脊部处连接。

上梁78和下梁80相接，或者在前端102处相隔较小距离。

根据一个实施方式，从上往下看，上梁78和下梁80的侧边向前汇聚，从而前端部102形成指向前的尖端。

前发动机附件92设置在机翼支柱54的第一结构76的前端部102处，后发动机附件88设置在下梁80靠近下脊100之处。

根据本发明的一个特征，前发动机附件92包括连接机翼支柱54的第一结构76和发动机52的中心部分58的至少一个前连杆104，以及连接机翼支柱54的第一结构76和鼓风机壳体70的至少一个连接件106。

根据该结构，机翼支柱54的第一结构76的前端部102与发动机52的中心部分58间隔开，这允许将至少一个补充装置108收纳在位于发动机中心部分58和第一结构76之间的区域内。 同样，该结构趋于减少机翼支柱54的整流罩所包围的体积，并且因而限制了对发动机组件50的空气动力学的影响。

根据另一优点，前端部102相对于后发动机附件88向上错位，减少了发动机52的中心部分58和机翼74之间的距离。

根据另一优点，机翼支柱54的第一结构76的前端部102相对于鼓风机壳体70向后错位，并且不再位于所述鼓风机壳体70上方。 因此，调节发动机52稀释率的鼓风机壳体70的直径不再受机翼支柱54的第一结构76的前端部102和地面S之间的距离限制。

根据另一优点，沿着轴Z的负荷由位于发动机52中心部分58处的前连杆104承受，这趋于减少鼓风机壳体70上的限制。

根据一个实施方式，前发动机附件92包括连接至机翼支柱54的第一结构76的前端部102并且设置在垂直纵平面内唯一前连杆104。 当存在多个前连杆104时，多个前连杆关于垂直纵平面对称设置。

优选地，每个前连杆104的端部通过具有至少沿着轴Y的方向的自由度的铰接，或者连接至第一结构76，或者连接至发动机52。 同样地，前连杆104确保承受沿着轴Z的负荷。

有利地是，每个前连杆104的每端相对于平行于轴Y的旋转轴110、110’枢转。

根据图6和7中可见的实施方式，机翼支柱54的第一结构的前端部102前支架112，两个侧翼设置在前连杆104两侧，而前连杆104的第一端包括穿过支架112支撑的旋转轴110的孔。

根据图10中可见的另一实施方式，前端部102包括设置在垂直纵平面内的连接板114。 连接板114包括旋转轴110穿过的孔，其由固定至前连杆104的支架116支撑。

根据图10和11中可见的实施方式，固定至发动机52的中心部分58的支架118包括支撑旋转轴110’的两个侧翼，包括由旋转轴110’穿过的孔的前连杆104的第二端。

优选地，前连杆104连接至定子64的一部分，从而前连杆104的方向与轴X在包含前轴承72的横平面内汇聚。 同样，减少了转子60和定子64之间的弯曲。

根据图5至7中可见的第一变化方案，前发动机附件92的连接件106直接连接第一结构76和鼓风机壳体70。

优选地，连接件106包括设置在横平面内的两个侧连杆120、120’，位于第一结构76两侧。

每个侧连杆120、120’的第一端连接至机翼支柱54的第一结构76的前端部102，而第二端连接至鼓风机壳体70。每个侧连杆120、120’的每一端通过铰接或者连接至前端部102，或者连接至鼓风机壳体70。

根据一个实施方式，机翼支柱54的第一结构76的前端部102包括底板122，两侧具有吊耳124，每个吊耳通过平行于轴X的旋转轴126而连接至侧连杆120、120’。根据一个实施方式，每个侧连杆120、120’可以围绕横平面内的旋转轴126而枢转。 优选地，底板122包括连接至前连杆104的支架112。

每个侧连杆120、120’在每个端部包括沿着轴X定向的孔128、128’，孔128包括收纳连接至第一结构76的旋转轴126，而孔128’收纳连接至鼓风机壳体70的旋转轴130。

根据图8至11中可见的第二变化方案，前发动机附件的连接件106直接连接第一结构76和鼓风机壳体70。

发动机舱56一方面连接至机翼支架54且尤其连接至机翼支架54的第一结构76，而另一方面关于鼓风机壳体70而围绕轴X旋转固定。

根据一个实施方式，发动机舱56包括相对于垂直纵平面大致对称的两个发动机盖132和132’。 每个发动机盖132、132’呈半圆柱形，并且包括通过机翼支柱54的连接件134、134’而连接的第一边缘136、136’以及与第一边缘136、136’相对的第二边缘。

根据一个实施方式，每个发动机盖132和132’以及机翼支柱54之间的连接件是枢转连接件，每个发动机盖132、132’围绕枢转轴138、138’可相对于机翼支柱54而在开放位置和闭合位置之间移动，其中在开放位置中，发动机盖132、132’的第二边间隔开，而在闭合位置中，第二边连接，锁定/解锁系统确保将发动机盖132、132’维持在闭合位置。 在该闭合位置中，发动机盖132、132’相对于鼓风机壳体70而围绕轴X旋转固定。

优选地，连接件134、134’对于每个发动机盖132、132’具有至少一个连接元件140、140’，其设置在横平面内，一方面连接至机翼支柱54的第一结构76，而另一方面连接至发动机盖132、132’。

有利的是，将第一发动机盖132连接至机翼支架54的第一结构的连接元件140，与第二发动机盖132’的连接元件140’，以便于限制在第一结构76中出现力矩。

根据第一结构，连接元件140、140’相对于第一结构76固定。根据一个实施方式，连接元件140、140’呈设置在横平面内的至少一个马蹄铁形支架142的形状，其中心部分固定在第一结构76的上梁78上，并且以对称的方式在第一结构76两侧延伸，马蹄铁形支架142在每段包括孔144、144’，第一孔144确保引导第一发动机盖132的枢转轴138，第二孔144’确保引导第二发动机盖132’的枢转轴138’。

根据第二结构，连接元件140、140’相对于机翼支柱54的第一结构76而铰接。根据一个实施方式，连接元件140、140’是设置在第一结构两侧的侧连杆146、146’，每个侧连杆146、146’包括通过铰接148而连接至固定在第一结构76的上梁78上的底板150上的第一端，以及包括确保引导发动机盖132、132’的枢转轴138、138’之一的孔152、152’的第二端。

根据该情况，铰接148是如图9和10中所示具有沿着轴Z定向的枢转轴、或者具有沿着轴X定向的枢转轴的枢转连接件。

根据第二变化方案，连接元件140、140’相对于垂直纵平面对称。 如图9和10中所示，一些连接元件140、140’可以相对于机翼支柱54的第一结构76而固定或者铰接。

根据变化方案，直接或间接连接第一结构76和鼓风机壳体70的前发动机附件的连接件106包括设置在横平面内、相对于第一结构76对称的一对连接元件，每个连接元件一方面连接至第一结构76而另一方面连接至鼓风机壳体70或相对于鼓风机壳体70而围绕轴X旋转固定的发动机舱的至少一个元件。同样，这些连接元件120、140、140’确保承受沿着轴Y的负荷和/或沿着轴X的力偶。 将连接元件连接至鼓风机壳体，允许使其与发动机52的旋转轴62分离，并且增加其承受沿着轴Y的负荷和/或沿着轴X的力偶的能力。

根据本发明，沿着轴Z垂直定向的负荷由前连杆104、而非由连接件106承受，而沿着轴Y的负荷和/或沿着轴X的力偶由连接件106、而非由前连杆104承受。 分别承受发动机和机翼支柱之间的负荷或力偶，能够优化设计用于承受沿着轴Z的负荷的前连杆104的结构，以及设计用于承受沿着轴Y的负荷和/或沿着轴X的力偶的连接结构106。

Claims (8)

1.一种飞机发动机组件（50），包括发动机（52）、机翼支柱（54）以及发动机（52）位于其中的发动机舱（56），

发动机（52）包括：

-中心部分（58），其包括定子（64）和转子（60），转子（60）相对于定子（64）而绕旋转轴（62）枢转，

-鼓风机，连接至定位在鼓风机壳体内（70）的转子（60），

机翼支柱（54）包括第一结构（76），其通过发动机连接件而连接至发动机（52），其包括：

-后发动机附件（88），连接第一结构（76）的中间部分（90）和发动机（52）中心部分（58），

-前发动机附件（92），连接第一结构（76）的前端部（102）和发动机（52），以及

-至少两个推杆（96），

其特征在于，前发动机附件（92）包括连接机翼支柱的第一结构（76）和发动机鼓风机壳体（70）的至少一个连接件（106），以及连接机翼支柱的第一结构（76）和发动机（52）中心部分（58）的至少一个前连杆（104），并且其特征在于，每个前连杆（104）通过绕垂直于旋转轴（62）的水平轴枢转的连接件而在第一端连接至机翼支柱（54）的第一结构（76）的前端部（102），并且通过绕垂直于旋转轴（62）的水平轴枢转的连接件而在第二端连接至发动机中心部分（58）；

其中，前连杆（104）连接至定子（64）的一部分，并且其中，前连杆（104）的方向在垂直于旋转轴（62）的平面内与旋转轴（62）汇聚，该平面包括前轴承（72），前轴承（72）确保引导转子（60）相对于定子（64）的旋转并定位在发动机（52）的前部之前。

2.根据权利要求1所述的飞机发动机组件（50），其特征在于，连接机翼支柱的第一结构（76）和鼓风机壳体（70）的连接件（106）包括设置在垂直于旋转轴（62）的平面内的至少一对连接元件（120、120’、140、140’），该对的每个连接元件（120、140）关于第一结构（76）而与另一连接元件（120’、140’）对称，每个连接元件一方面连接至第一结构（76），而另一方面连接至鼓风机壳体（70）或者相对于鼓风机壳体（70）而绕旋转轴（62）旋转固定的发动机舱（56）的至少一个元件。

3.根据权利要求2所述的飞机发动机组件（50），其特征在于，连接件（106）包括两个侧连杆（120、120’），每个侧连杆包括通过绕平行于旋转轴（62）的轴枢转的连接件而连接第一结构（76）的第一端，以及通过绕平行于旋转轴（62）的轴枢转的连接件而连接至鼓风机壳体（70）的第二端。

4.根据权利要求2所述的飞机发动机组件（50），其特征在于，连接件（106）包括将发动机舱（56）的第一发动机罩（132）连接至机翼支柱的第一结构（76）的至少一个第一连接元件（140），以及将发动机舱（56）的第二发动机罩（132’）连接至机翼支柱的第一结构（76）的至少一个第二连接元件（140’），第一和第二发动机罩（132、132’）绕旋转轴（62）相对于鼓风机壳体（70）旋转固定。

5.根据权利要求4所述的飞机发动机组件（50），其特征在于，第一和第二连接元件（140、140’）呈设置在垂直于旋转轴（62）的平面内的至少一个马蹄铁形支架（142），其包括固定至机翼支柱（54）的第一结构（76）的中心部分，并且其从第一结构（76）两侧以对称方式延伸，所述马蹄铁形支架（142）包括连接至发动机舱的第一和第二发动机罩（132、132’）的端部。

6.根据权利要求4或5的飞机发动机组件（50），其特征在于，第一和第二连接元件（140、140’）是设置在第一结构（76）两侧的侧连杆（146、146’），每个侧连杆（146、146’）包括通过铰接（148）而连接至第一结构（76）的第一端，以及连接至一个发动机罩（132、132’）的第二端。

7.根据权利要求6的飞机发动机组件（50），其特征在于，每个铰接（148）是具有垂直枢转轴的枢转连接。

8.一种包括根据前述任意一项权利要求所述的至少一个发动机组件（50）的飞机。

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