CN107074371A - 涡轮发动机，诸如例如航空器涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种设置有元件(3)的涡轮发动机，该元件(3)包括壁(11)以及相对于壁(11)基本垂直地延伸的至少一个承载构件(17)；所述构件(17)被附接到安装件(18)，该安装件用于附接到航空器结构部件，其特征在于，热保护构件(23)围绕所述构件(17)；所述热保护构件(23)包括柔性地支撑在该元件(3)的壁(11)上的底座；所述底座紧密地适应所述壁以及围绕所述承载构件的至少一个盖部的形状。

Description

涡轮发动机，诸如例如航空器涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨 发动机

本发明涉及一种涡轮发动机，诸如航空涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机。

涡轮发动机例如通过发动机支柱和悬架设备被附接在航空器机翼以下。该悬架设备常规地包括上游部分和下游部分，以在涡轮发动机的上游和下游之间分配应力。该悬架设备的上部通常被附接在所谓中间壳体，而该悬架设备的下游部分通常被附接在所谓的排气壳体。

以申请人名义的专利申请FR 2952614公开了一种通过分别附接到中间壳体和排气壳体的前后悬架设备被附接到航空器的发动机支柱的涡轮发动机，前后悬架设备每个都包括部分配合所涉及壳体护罩的形状的梁，这种梁被也称为“轭”。特别地，每个壳体包括也称为主轭的第一和第二轭，也称为辅助轭的第三轭。辅助轭周向地位于两个主轭之间。主轭通过连杆和轴被附接到梁，在涡轮发动机的正常操作中，所述主轭旨在吸收在支柱和所涉及壳体之间所施加的所有应力。辅助轭通过轴被间隙地安装在梁上，因此仅当壳体变形和/或当至少一个主轭损坏时，辅助轭适于吸收在发动机支柱和所涉及壳体之间施加的全部或部分应力。

对于火灾，例如由于燃料或漏油，主轭和辅助轭会受到可影响其机械强度的高热力。

本发明特别地旨在对该问题提供一种简单、有效和成本有效的解决方案。

为此，它提供了一种涡轮发动机，诸如航空器涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机，包括至少一个元件，所述至少一个元件包括壁、至少一个第一轭以及至少一个第二轭；第一轭也称为主轭，例如被附接到梁，该梁用于固定发动机到航空器支柱上，第二轭也称为辅助轭，例如被间隙安装在梁上，所述轭基本垂直地延伸到所述壁，所述辅助轭适于在该元件变形时和/或在主轭损坏时吸收力，其特征在于，它包括仅围绕该辅助轭的热保护构件，所述热保护构件包括柔性地支撑在该元件的壁上的底座，所述底座配合所述壁和围绕所述辅助轭的至少一个盖部的形状。

该底座的柔性支撑是指所述底座能够轻微地变形以适应承载底座的壁的形状。

因此可以在一端将该热保护构件挤压在该元件的壁上并且在另一端挤压在所述梁上，该热保护构件也围绕相应轭，从而有效地保护它免于与火的可能接触。因此避免了对轭的任何机械损害。

通过最多配合相应承载表面的形状，因此在该元件的壁上提供了该保护构件的连续和相对紧密承载。

例如，尽管梁相对于这些轭的相对运动，从而确保了该保护构件的功能。此外，这种柔性促进了保护构件的安装和拆卸，并允许使用内窥镜的检查。

此外，通过防止这种轭与火的任何接触，避免了辅助轭的机械特征的任何退化。通过该轭提供的安全功能因此不受影响。

此外，该元件可包括也称为主轭并附接到所述梁的第一轭和第二轭，称为辅助轭的被间隙安装在所述梁并在主轭之间周向地定位的第三轭，如果该元件变形和/或至少一个主轭损坏，所述辅助轭适于吸收力，该热保护构件仅围绕辅助轭。

该热保护构件可通过第一紧固构件被附接到护罩。

在这种情况下，该壁可包括圆柱或截锥外表面以及从所述外表面径向向外延伸的至少一个环形凸缘，该第一紧固构件被附接到所述外表面和/或所述环形凸缘。

此外，该涡轮发动机可包括第二附接构件，第二附接构件被设计为将该热保护构件附接到梁上，该梁用于附接到航空器结构部件上。

此外，该热保护元件可由硅、弹性体或任何其他柔性和耐热材料制成。

该元件可以为壳体并且该壁可以是环形护罩。

在阅读通过非限制性示例并参照附图给出的以下描述，将更好地理解本发明，本发明的其他细节、特征和优点将显而易见，其中：

—图1是示出根据本发明的涡轮发动机的示意图；

—图2是所述涡轮发动机的一部分的透视图，

—图3是根据本发明涡轮发动机的中间壳体的一部分的透视图，

—图4是根据本发明涡轮发动机的一部分的前视图，示出了将梁安装到中间壳体，

—图5到8是每个都示出根据本发明涡轮发动机的一部分的透视图，

—图9是保护构件及相关附接设备的前视图，

—图10是保护构件及相关附接设备的透视图，

—图11是示出根据本发明的保护构件的位置的图表。

在图1中示意性地示出了根据本发明一个实施方式的涡轮发动机。其呈现一种具有轴线X的涡扇发动机的形状，并且从下游方向，即由箭头F所表示的空气或气体流的流动方向，常规地包括风机壳体2、所谓中间壳体3、压缩级壳体4，燃烧室壳体5，高压涡轮级壳体6，低压涡轮级壳体7以及排气壳体8。中间壳体3和排气壳体8是喷气发动机1结构的结构壳体，即它们被如此布置，以支撑该结构的元件并吸收和/或传输应力。

涡轮喷气发动机1通过前悬架9和后悬架10从航空器的结构悬挂(未示出)，所述悬架9和10被附接到机翼(未示出)的结构部分，诸如发动机支柱或桅杆，其本身与航空器的结构集成在一起。

在以下的详细描述中，本发明有利地应用到涡轮喷气发动机的前悬架的情况。然而，其可适用于涡轮发动机的其他机械装置或其他功能装置。

如图2最佳地示出，中间壳体3包括通过径向臂13连接到轮毂12的径向外护罩11。

如图3所示，径向外护罩11包括径向向外延伸的径向环形凸缘14、15。外护罩11进一步包括周向地彼此间隔并称为主轭的两对轭16。外护罩11也包括被周向地定位在该对双主轭16之间的所谓辅助轭17。可直接地集成，即添加到或螺栓连接在，甚至焊接到轭16和17每个上。

前悬架9包括支撑部或横梁18，支撑部或横梁18沿与涡轮发动机1的轴线X垂直的轴线X延伸，所述梁18包括在其每个侧端部的一对轭19，以及中心凹部。

主轭16通过连杆20被附接到这些轭19(图4)。此外，辅助轭17被轴向地安装在梁18的中心凹部中。轴21接合在轭16和19以及杆20中。轴22接合在轭17以及为此提供的梁18的孔中。

轭16、17、19、连杆20以及梁18被确定尺寸，使得主轭16能够在涡轮发动机的正常操作中转移应力，以及辅助轭17适于仅在壳体3变形和/或至少一个主轭16发生机械故障或出错时吸收应力。辅助轭17因此被间隙安装在梁18上。

为了保护辅助轭17免于涡轮发动机1中的可能火灾，热保护构件23围绕辅助轭17。该构件的功能是在所有操作条件下确保在设置有轭型承载构件17的元件3或壳体与结构部件的支撑部18或梁之间连接的机械完整性，构件17基本垂直于壁11延伸。

特别地，该构件23确保在火灾时加载的连接部件的机械强度。

该保护构件23优选地由柔性、弹性变形和耐热的材料制成。构件23适于最佳地适合其被附接上面的部件的形状，从而用作火灾或高温条件下的热障。换句话说，由该部件柔性地支撑该构件。为此，它由一种弹性材料的非穷举列表中的材料制成，所述弹性材料包括硅橡胶、弹性体、以及柔性和耐热的塑料和复合材料。

构件23包括由元件3的壁11柔性地支撑的底座24，所述底座配合所述壁以及围绕和/或覆盖所述承载构件的至少一个盖部26的形状。在所描述的主要应用中，它具有连续地承载在环形护罩11上的径向内端24，连续地承载在所述梁18上的径向外端25，以及围绕辅助轭17的中心区域26。

更特别的，径向内端24具有圆柱形部分的形状，旨在适应外护罩11的形状以及基本密封地承载在护罩11上。此外，径向外端25具有基本平面的形状，旨在配合梁18的径向内表面的形状以及基本密封地承载在梁18上。中心区域26具有连接上述端部24、25的套筒的形状。

保护构件23的径向内端24通过第一紧固构件27被附接到外护罩11，更优选地环形凸缘14、15。第一紧固构件27每个都包括旨在通过螺钉/螺母系统28被附接到相应凸缘14、15的端部，以及承载在保护构件23的端部24上以将其挤压到径向外护罩11的表面上的第二端。两个第一紧固构件27(图5)被定位在保护构件23的上游边缘，另一第一附接构件27被定位在保护构件23的下游边缘(图6)。

此外，保护构件23的径向外端25通过第二紧固构件29被附接到支撑部18(图5和6)。每一个第二紧固构件29通常都为U型，具有旨在承载在梁18边缘上的第一腿部30以及旨在依靠在保护构件23的边缘25的径向外端上的第二腿部31。螺钉和螺母系统32穿过这两个腿部30、31，并且可被收紧，以使两分腿部30、31彼此更接近，并且因此将保护构件23的径向外端25挤压在梁18的径向内表面上。

两个第二紧固构件29(图5)位于保护构件23的上游边缘，其他两个第二紧固构件29(图6)位于保护构件23的下游边缘。

本发明因此可有效地保护辅助轭17免于与火的可能接触，以避免所述辅助轭17的机械特征的任何退化。由轭17提供的安全功能因此不受影响。

此外，特别地在径向内端24的保护构件23的柔性能够引入内窥镜用于维修目的。支撑部相对于轭和壳体的相对运动并不影响保护构件的热保护功能。

已关联中间壳体3公开了本发明。当然，这也可应用于排气壳体8或涡轮发动机的其他元件或元件的零件。本发明可特别地应用于具有通常圆柱形状的任何元件(中间壳体护罩，轮毂、排气壳体)，也应用于一种可具有平行六面体形状的元件。可在各种功能的范围内应用本发明，诸如发动机悬架、电机设备(配件、流体贮槽…)悬架，处理或维护发动机的悬架以及任何其他类型的轭悬架，从平坦或弯曲壁突出的实施诸如轭的承载构件的悬架。

Claims (6)

1.一种涡轮发动机(1)，诸如航空器涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机，包括至少一个元件(3)，所述至少一个元件(3)包括壁(11)、至少一个第一轭(16)、和至少一个第二轭(17)；所述至少一个第一轭(16)也称为主轭，例如被附接到梁(18)上，该梁(18)用于固定该涡轮发动机(1)到航空器支柱上；所述至少一个第二轭(17)也称为辅助轭，例如被间隙安装在该梁(18)上；所述轭(16、17)基本垂直地延伸到所述壁(11)，所述辅助轭(17)适于在该元件(3)变形时和/或在主轭(16)损坏时吸收力，其特征在于，它包括仅围绕该辅助轭(17)的热保护构件(23)，所述热保护构件(23)包括柔性地支撑在该元件(3)的壁(11)上的底座(24)，所述底座配合所述壁和围绕所述辅助轭(17)的至少一个盖部(26)的形状。

2.根据权利要求1所述的涡轮发动机(1)，其特征在于，该元件(3)可包括也称为主轭并附接到所述梁(18)的第一轭(16)和第二轭(16)，称为辅助轭的被间隙安装在所述梁(18)并在主轭(16)之间圆周地定位的第三轭(17)，如果该元件(3)变形和/或至少一个主轭(16)损坏，所述辅助轭(17)适于吸收力，该热保护构件(23)仅围绕辅助轭(17)。

3.根据权利要求1或2所述的涡轮发动机(1)，其特征在于，该热保护构件(23)通过第一紧固构件(11)被附接到该壁。

4.根据权利要求3所述的涡轮发动机(1)，其特征在于，该壁(11)包括一个圆柱或截锥外表面以及从所述外表面径向向外延伸的至少一个环形凸缘(14、15)，该第一紧固构件(27)被附接到所述外表面和/或所述环形凸缘(14、15)。

5.根据权利要求1到4任一所述的涡轮发动机(1)，其特征在于，它包括一个适用于将热保护构件(23)附接在梁(18)上用于固定到航空器的结构部件的第二紧固构件(29)。

6.根据权利要求1到5任一所述的芯体，其特征在于，该元件是壳体(3)，所述壁是环形护罩(11)。