CN110525681A - 用于气体涡轮飞机引擎的安装系统和安装方法 - Google Patents
用于气体涡轮飞机引擎的安装系统和安装方法 Download PDFInfo
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Abstract
本公开题为“用于气体涡轮飞机引擎的安装系统和安装方法”。提供了用于将气体涡轮引擎安装到飞行器的翼部上的挂架的系统。提供了长度可调的至少一个临时向前连杆和长度可调的至少一个临时向后连杆。这些连杆用于将该气体涡轮引擎临时附接到该挂架。该临时向前连杆和临时向后连杆各自包括相应的绞盘，该绞盘能够操作以调节相应张紧构件的放出，从而提供长度调节。该临时向前连杆和该临时向后连杆在不调节该临时向前连杆和该临时向后连杆的长度的情况下维持该气体涡轮引擎和该挂架之间的位置关系。调节该临时连杆的长度使引擎安装架与挂架安装架对准，以用于将该气体涡轮引擎检修附接到该挂架。
Description
技术领域
本公开涉及用于相对于飞行器的翼部来安装气体涡轮引擎的系统。还公开了用于相对于飞行器的翼部来安装气体涡轮引擎的方法，以及处于其中相对于飞行器的翼部临时安装气体涡轮引擎的状态下的飞行器。
背景技术
在典型的现代多引擎飞行器中，气体涡轮引擎被悬挂在从该飞行器的翼部向前延伸的挂架上。每个引擎可重例如约6,000kg-8,000kg。因此，将引擎安装到挂架上是一项重大操作。此类安装是在飞行器组装期间进行的。在主要检修期间，引擎可从飞行器上移除，并将相同的引擎重新附接或将另一个引擎附接在其位置。因此，感兴趣的是提供一种有效并且避免了对引擎、挂架或安装部件造成损坏的可能性的引擎安装方法。
用于将引擎安装到挂架/翼部上的已知方法是使用“自展法（bootstrapping）”，这是一种将框架附接到挂架的方法。在由框架限定的四个角部处提供滑轮。在该滑轮上进给链条，并将链条附接到引擎。然后可使用该链条将该引擎提升到正确的位置。
然而，安装所需的框架导致尤其对于核心安装的引擎的困难，在这种情况下，飞行器的挂架通常对于引擎以及待安装的“自展”框架没有足够的高度。
一种另选方法是使用基于地面的提升系统，该系统使用框架来在四个角部点处提升引擎，直至到达挂架。此类基于地面的提升系统通常非常大且昂贵，并且不易运输。因此，此类方法不受飞机制造商（即，建造/组装飞行器的公司）的青睐。如本发明人所指出的，此类系统的主要缺点在于它将引擎维持为与挂架分离的系统，因此这两个物品可彼此独立地移动，使得精确地对准该引擎和该挂架极其困难。
美国专利US 4461455公开了一种飞行器引擎提升和定位装置，该装置将因无意的强制未对准而引起的损坏降至最低。该装置为上述基于地面的类型，该装置提供用于在引擎被提升和定位时缓冲该引擎的气垫轴承。
美国专利US 5575607公开了一种喷气引擎运输车辆提升系统和使用由对准杆辅助的视觉对准的构建单元。该提升系统被公开为能够操作以在从飞行器移除期间以及在随后重新安装到飞行器期间保持该引擎。
国际专利申请WO 2015/185811 A1公开了用于处理飞行器引擎的吊架组件。该组件具有底盘和固定到该底盘的按2×2布置的四个致动器。
欧洲专利申请EP 3109170 A1公开了一种安装飞行器引擎的方法。该方法包括将第一缆线联接到向前提升机和IFS支撑件上的向前附接特征部，该IFS支撑件联接到引擎核心；将第二缆线联接到后提升机和IFS支撑件上的后附接特征部；使用该第一缆线和该第二缆线将飞行器引擎升至挂架；并将引擎安装架联接到挂架安装架。
本公开是根据上述见解做出的。
发明内容
根据第一方面，提供了一种用于将气体涡轮引擎安装到飞行器的翼部上的挂架的系统，该挂架具有向前挂架安装架和向后挂架安装架，该气体涡轮引擎具有用于检修附接到向前挂架安装架的向前引擎安装架和用于检修附接到向后挂架安装架的向后引擎安装架，
该系统包括长度可调的至少一个临时向前连杆和长度可调的至少一个临时向后连杆，用于经由该至少一个临时向前连杆和该至少一个临时向后连杆将该气体涡轮引擎临时附接到该挂架，其中该至少一个临时向前连杆和该至少一个临时向后连杆各自包括相应的绞盘，该绞盘可操作以调节相应张紧构件的放出，从而提供长度调节，该至少一个临时向前连杆和该至少一个临时向后连杆能够操作以在不调节该至少一个临时向前连杆和该至少一个临时向后连杆的长度的情况下维持该气体涡轮引擎和该挂架之间的位置关系，
其中：
该系统提供气体涡轮引擎和挂架之间的位置关系，使得向前引擎安装架与向前挂架安装架不对准并且/或者向后引擎安装架与向后挂架安装架不对准，
该临时向前连杆和该临时向后连杆中至少一者的长度的调节能够操作以使该向前引擎安装架与该向前挂架安装架对准，以及/或者使该向后引擎安装架与该向后挂架安装架对准，以用于将该气体涡轮引擎检修附接到该挂架，并且
该至少一个临时向前连杆和该至少一个临时向后连杆能够从气体涡轮引擎和挂架移除。
根据第二方面，提供了一种用于将气体涡轮引擎安装到飞行器的翼部上的挂架的方法，该挂架具有向前挂架安装架和向后挂架安装架，该气体涡轮引擎具有用于检修附接到向前挂架安装架的向前引擎安装架和用于检修附接到向后挂架安装架的向后引擎安装架，该方法包括：
提供长度可调的至少一个临时向前连杆和长度可调的至少一个临时向后连杆，
在向前引擎安装架与向前挂架安装架不对准并且/或者向后引擎安装架与向后挂架安装架不对准的状态下，将气体涡轮引擎呈现给挂架，
经由该至少一个临时向前连杆和该至少一个临时向后连杆将该气体涡轮引擎临时附接到该挂架，其中该至少一个临时向前连杆和该至少一个临时向后连杆各自包括相应的绞盘，该绞盘能够操作以调节相应张紧构件的放出，从而提供长度调节，该至少一个临时向前连杆和该至少一个临时向后连杆能够操作以在不调节该至少一个临时向前连杆和该至少一个临时向后连杆的长度的情况下维持该气体涡轮引擎和该挂架之间的位置关系，
调节临时向前连杆和临时向后连杆中的至少一者的长度以使向前引擎安装架与向前挂架安装架对准，并且/或者使向后引擎安装架与向后挂架安装架对准，以用于将气体涡轮引擎检修附接到挂架，
将气体涡轮引擎检修附接到挂架，
移除该至少一个临时向前连杆和该至少一个临时向后连杆。
根据第三方面，提供了一种飞行器，该飞行器处于其中将气体涡轮引擎临时安装到该飞行器的翼部上的挂架的状态，该挂架具有向前挂架安装架和向后挂架安装架，该气体涡轮引擎具有用于检修附接到向前挂架安装架的向前引擎安装架和用于检修附接到向后挂架安装架的向后引擎安装架，该气体涡轮引擎和该挂架之间的位置关系使得向前引擎安装架与向前挂架安装架不对准并且/或者向后引擎安装架与向后挂架安装架不对准，
该飞行器还包括长度可调的至少一个临时向前连杆和长度可调的至少一个临时向后连杆，该气体涡轮引擎经由该至少一个临时向前连杆和该至少一个临时向后连杆临时附接到该挂架，其中该至少一个临时向前连杆和该至少一个临时向后连杆各自包括相应的绞盘，该绞盘能够操作以调节相应张紧构件的放出，从而提供长度调节，该至少一个临时向前连杆和该至少一个临时向后连杆能够操作以在不调节该至少一个临时向前连杆和该至少一个临时向后连杆的长度的情况下维持该气体涡轮引擎和该挂架之间的位置关系，
其中：
临时向前连杆和临时向后连杆中的至少一者的长度的调节能够操作以使向前引擎安装架与向前挂架安装架对准，并且/或者使向后引擎安装架与向后挂架安装架对准，以用于将气体涡轮引擎检修附接到挂架，并且
该至少一个临时向前连杆和该至少一个临时向后连杆能够从气体涡轮引擎和挂架移除。
除非上下文另有要求，否则本公开的任何方面可与本公开的任何其他方面组合。
现在将阐述本公开的可选特征部。这些特征部可单独地或以与本公开的任何方面的任意组合应用。
在本公开中，旨在将气体涡轮引擎“检修附接”到挂架（或更一般地附接到翼部，或仍然更一般地附接到飞行器）是指以适于操作飞行器（包括适于至少部分地由气体涡轮引擎提供动力的飞行器的飞行）的方式将引擎附接到飞行器。
可提供两个临时向后连杆。这些临时向后连杆可相对于飞行器和引擎的向前-向后方向设置在挂架的侧面上。它们可以被定位成彼此相对。
可提供一个临时向前连杆。该临时向前连杆可设置在挂架的向前端部。该临时向前连杆可设置成与引擎的中心轴线对准并位于其上方。
为了将气体涡轮引擎检修附接到挂架，向前引擎安装架可通过至少一个安装销附接到向前挂架安装架，该至少一个安装销延伸穿过位于向前引擎安装架和向前挂架安装架中的对应安装销孔口。因此，该向前引擎安装架和向前挂架安装架的对准可对应于安装销孔口的对准。该至少一个安装销可相对于飞行器和引擎沿向前-向后方向插入到该安装销孔口中。
该气体涡轮引擎可以是核心安装的气体涡轮引擎。向前引擎安装架可设置在该气体涡轮引擎的中间壳体处。向后引擎安装架可设置在该气体涡轮引擎的尾轴承外壳处。
该至少一个临时向前连杆可包括提升臂、所述绞盘和张紧构件，该绞盘能够操作以放出和卷绕张紧构件以提供临时向前连杆的长度调节。该临时向前连杆的绞盘可以是变速绞盘。当气体涡轮引擎被配置为与挂架检修附接时，可从该挂架移除提升臂和相关联的绞盘。
每个临时向后连杆可包括提升臂、所述绞盘和张紧构件，该绞盘能够操作以放出和卷绕张紧构件以提供临时向后连杆的长度调节。每个临时向后连杆的绞盘可以是变速绞盘。当气体涡轮引擎被配置为与挂架检修附接时，可从骨架移除提升臂和相关联的绞盘。
该绞盘可以基于任何合适的基础来工作。例如，该绞盘可以是机械手动曲柄、电动的（例如使用电动步进马达）、链轮系统、液压式或类似物等。在一些实施方案中，由于挂架上方的空间限制，最紧凑的系统可能是合适的。然而，对于重量或简单性更重要的实施方案，可以选择这些其他解决方案中的一个。
如本文其他地方所述，本公开可涉及气体涡轮引擎。此类气体涡轮引擎可包括引擎核心，该引擎核心包括涡轮机、燃烧器、压缩机和将该涡轮机连接到该压缩机的芯轴。此类气体涡轮引擎可包括位于引擎核心的上游的（具有风扇叶片的）风扇。
本公开的布置结构可特别地但并非唯一地有益于经由齿轮箱驱动的风扇。因此，该气体涡轮引擎可包括齿轮箱，该齿轮箱接收来自芯轴的输入并将驱动输出至风扇，以便以比芯轴低的旋转速度来驱动风扇。至齿轮箱的输入可直接来自芯轴或者间接地来自芯轴，例如经由正齿轮轴和/或齿轮。芯轴可将涡轮机和压缩机刚性地连接，使得涡轮机和压缩机以相同的速度旋转（其中，风扇以更低的速度旋转）。
这里应当理解，用于驱动风扇的齿轮箱不同于附件齿轮箱。本说明书中使用的表述“齿轮箱”应理解为用于驱动风扇的齿轮箱（除非上下文另有要求），并且本说明书中使用的表述“附件齿轮箱”应理解为用于驱动附件的齿轮箱。
如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮引擎可具有任何合适的通用架构。例如，气体涡轮引擎可具有将涡轮机和压缩机连接的任何所需数量的轴，例如一个轴、两个轴或三个轴。仅以举例的方式，连接到芯轴的涡轮机可以是第一涡轮机，连接到芯轴的压缩机可以是第一压缩机，并且芯轴可以是第一芯轴。该引擎核心还可包括第二涡轮机、第二压缩机和将第二涡轮机连接到第二压缩机的第二芯轴。该第二涡轮机、第二压缩机和第二芯轴可被布置成以比第一芯轴高的旋转速度旋转。
在此类布置结构中，第二压缩机可轴向定位在第一压缩机的下游。该第二压缩机可被布置成（例如直接接收，例如经由大致环形的管道）从第一压缩机接收流。
齿轮箱可被布置成由被构造成（例如在使用中）以最低旋转速度旋转的芯轴（例如上述示例中的第一芯轴）来驱动。例如，该齿轮箱可被布置成仅由被构造成（例如在使用中）以最低旋转速度旋转的芯轴（例如，在上面的示例中，仅第一芯轴，而不是第二芯轴）来驱动。另选地，该齿轮箱可被布置成由任何一个或多个轴驱动，该任何一个或多个轴例如为上述示例中的第一轴和/或第二轴。
该齿轮箱可以是减速齿轮箱（因为风扇的输出比来自芯轴的输入的旋转速率低）。可以使用任何类型的齿轮箱。例如，齿轮箱可以是“行星式”或“星形”齿轮箱，如本文别处更详细地描述。齿轮箱可以具有任何期望的减速比（定义为输入轴的旋转速度除以输出轴的旋转速度），例如大于2.5，例如在3到4.2、或3.2到3.8的范围内，例如，大约或至少3、3.1、3.2、3.3、3.4、3.5、3.6、3.7、3.8、3.9、4、4.1或4.2。例如，传动比可以在前一句中的任何两个值之间。仅以举例的方式，齿轮箱可以是“星形”齿轮箱，其具有在3.1或3.2到3.8的范围内的传动比。在一些布置结构中，传动比可在这些范围之外。
在如本文所述和/或所要求保护的任何气体涡轮引擎中，燃烧器可被轴向设置在风扇和一个或多个压缩机的下游。例如，在提供第二压缩机的情况下，燃烧器可直接位于第二压缩机的下游（例如在其出口处）。以另一个示例的方式，在提供第二涡轮机的情况下，可将燃烧器出口处的流提供至第二涡轮机的入口。该燃烧器可设置在一个或多个涡轮机的上游。
该压缩机或每个压缩机（例如，如上所述的第一压缩机和第二压缩机）可包括任何数量的级，例如多个级。每一级可包括一排转子叶片和一排定子叶片，该排定子叶片可为可变定子叶片（因为该排定子叶片的入射角可以是可变的）。该排转子叶片和该排定子叶片可彼此轴向偏移。
该涡轮机或每个涡轮机（例如，如上所述的第一涡轮机和第二涡轮机）可包括任何数量的级，例如多个级。每一个级可包括一排转子叶片和一排定子叶片。该排转子叶片和该排定子叶片可彼此轴向偏移。
每个风扇叶片可被限定为具有径向跨度，该径向跨度从径向内部气体洗涤位置或0%跨度位置处的根部（或毂部）延伸到100%跨度位置处的尖端。该毂部处的风扇叶片的半径与尖端处的风扇叶片的半径的比率可小于（或大约为）以下中的任何一个：0.4、0.39、0.38、0.37、0.36、0.35、0.34、0.33、0.32、0.31、0.3、0.29、0.28、0.27、0.26或0.25。该毂部处的风扇叶片的半径与尖端处的风扇叶片的半径的比率可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内（即，这些值可形成上限或下限），例如，在0.28到0.32的范围内。这些比率通常可称为毂部-尖端比率。毂部处的半径和尖端处的半径都可以在叶片的前缘（或轴向最前）部分处测量。当然，毂部-尖端比率指的是风扇叶片的气体洗涤部分，即径向地在任何平台外部的部分。
可在引擎中心线和风扇叶片的前缘处的尖端之间测量该风扇的半径。风扇直径（可能只是风扇半径的两倍）可大于（或大约为）以下中的任何一者：220cm、230cm、240cm、250cm（约100英寸）、260cm、270cm（约105英寸）、280cm（约110英寸）、290cm（约115英寸）、300cm（约120英寸）、310cm、320cm（约125英寸）、330cm（约130英寸）、340cm（约135英寸）、350cm、360cm（约140英寸）、370cm（约145英寸）、380cm（约150英寸）、390cm（约155英寸）、400cm、410cm（约160英寸）或420cm（约165英寸）。风扇直径可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内（即，这些值可形成上限或下限），例如在240cm至280cm或330cm至380cm的范围内。
风扇的旋转速度可以在使用中变化。一般来讲，对于具有较大直径的风扇，旋转速度较低。仅以非限制性示例的方式，风扇在巡航条件下的旋转速度可小于2500rpm，例如小于2300rpm。仅以另外的非限制性示例的方式，对于风扇直径在2250cm至300cm（例如2450cm至280cm或250cm至270cm）范围内的引擎，在巡航条件下风扇的旋转速度可在1700rpm至2500rpm的范围内，例如在1800rpm至2300rpm的范围内，例如在1900rpm至2100rpm的范围内。仅以另外的非限制性示例的方式，对于风扇直径在3320cm至380cm范围内的引擎，在巡航条件下风扇的旋转速度可在1200rpm至2000rpm的范围内，例如在1300rpm至1800rpm的范围内，例如在1400rpm至18600rpm的范围内。
在使用气体涡轮引擎时，（具有相关联的风扇叶片的）风扇围绕旋转轴线旋转。该旋转导致风扇叶片的尖端以速度U尖端移动。风扇叶片13对流所做的功导致流的焓升dH。风扇尖端负载可被定义为dH/U尖端 2，其中dH是跨风扇的焓升（例如1-D平均焓升），并且U尖端是风扇尖端的（平移）速度，例如在尖端的前缘处（可被定义为前缘处的风扇尖端半径乘以角速度）。在巡航条件下的风扇尖端负载可大于（或大约为）以下中的任何一者：0.28、0.29、0.3、0.31、0.32、0.33、0.34、0.35、0.36、0.37、0.38、0.39或0.4（本段中的所有单位为Jkg-1K-1/(ms-1)2）。风扇尖端负载可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内（即，这些值可形成上限或下限），例如在0.28至0.31或0.29至0.3的范围内。
根据本公开的气体涡轮引擎可具有任何期望的旁路比率，其中该旁路比率被定义为在巡航条件下穿过旁路管道的流的质量流率与穿过核心的流的质量流率的比率。在一些布置结构中，该旁路比率可大于（或大约为）以下中的任何一者：10、10.5、11、11.5、12、12.5、13、13.5、14、14.5、15、15.5、16、16.5、17、17.5、18、18.5、19、19.5或20。该旁路比率可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内（即，这些值可形成上限或下限），例如在13至16的范围、或13至15的范围、或13至14的范围内。该旁路管道可以是基本上环形的。该旁路管道可位于核心引擎的径向外侧。该旁路管道的径向外表面可以由短舱和/或风扇壳体限定。
本文中描述和/或要求保护的气体涡轮引擎的总压力比可被定义为风扇上游的滞止压力与最高压力压缩机出口处的滞止压力（进入燃烧器之前）之比。以非限制性示例的方式，如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮引擎在巡航时的总压力比可大于（或大约为）以下中的任何一个：35、40、45、50、55、60、65、70、75。总压力比可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内（即，这些值可形成上限或下限），例如在50至70的范围内。
引擎的特定推力可被定义为引擎的净推力除以穿过引擎的总质量流量。在巡航条件下，本文中描述和/或要求保护的引擎的特定推力可小于（或大约为）以下中的任何一个：110Nkg-1s、105Nkg-1s、100Nkg-1s、95Nkg-1s、90Nkg-1s、85Nkg-1s或80Nkg-1s。该特定推力可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内（即，这些值可形成上限或下限），例如在80Nkg-1s至100Nkg-1s，或85Nkg-1s至95Nkg-1s的范围内。与传统的气体涡轮引擎相比，此类引擎可能特别高效。
如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮引擎可具有任何期望的最大推力。仅以非限制性示例的方式，如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮机可以产生至少（或大约为）为以下中的任何一个的最大推力：160kN、170kN、180kN、190kN、200kN、250kN、300kN、350kN、400kN、450kN、500kN或550kN。最大推力可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内（即，这些值可形成上限或下限）。仅以举例的方式，如本文所述和/或受权利要求书保护的燃气轮机可能够产生在330kN至420kN，例如350kN至400kN范围内的最大推力。上面提到的推力可为在标准大气条件下、在海平面处、加上15℃（环境压力101.3kPa，温度30℃）、引擎静止时的最大净推力。
在使用中，高压涡轮机的入口处的流的温度可能特别高。该温度，可被称为TET，可在燃烧器的出口处测量，例如紧接在可被称为喷嘴导向叶片的第一涡轮机叶片的上游。在巡航时，该TET可至少为（或大约为）以下中的任何一者：1400K、1450K、1500K、1550K、1600K或1650K。巡航时的TET可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内（即，这些值可形成上限或下限）。引擎在使用时的最大TET可以是，例如，至少为（或大约为）以下中的任何一者：1700K、1750K、1800K、1850K、1900K、1950K或2000K。最大TET可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内（即，这些值可形成上限或下限），例如在1800K至1950K的范围内。可以例如在高推力条件下发生最大TET，例如在最大起飞(MTO)条件下发生最大TET。
本文中描述和/或要求保护的风扇叶片和/或风扇叶片的翼面部分可由任何合适的材料或材料组合来制造。例如，风扇叶片和/或翼面的至少一部分可至少部分地由复合材料来制造，该复合材料为例如金属基质复合材料和/或有机基质复合材料，诸如碳纤维。以另外的示例的方式，风扇叶片和/或翼面的至少一部分可以至少部分地由金属来制造，该金属为诸如基于钛的金属或基于铝的材料（诸如铝锂合金）或基于钢的材料。风扇叶片可包括使用不同材料制造的至少两个区域。例如，风扇叶片可具有保护性前缘，该保护性前缘可使用比叶片的其余部分更好地抵抗（例如，来自鸟类、冰或其他物料的）冲击的材料来制造。此类前缘可以例如使用钛或基于钛的合金来制造。因此，仅以举例的方式，该风扇叶片可具有碳纤维或具有带钛前缘的基于铝的主体（诸如铝锂合金）。
如本文所述和/或所要求保护的风扇可包括中央部分，风扇叶片可从该中央部分例如沿径向方向延伸。该风扇叶片可以任何期望的方式附接到中央部分。例如，每个风扇叶片可包括固定件，该固定件可与毂部（或盘状部）中的对应狭槽接合。仅以举例的方式，此类固定件可以是燕尾形式的，其可以插入和/或接合毂部/盘状部中对应的狭槽，以便将风扇叶片固定到毂部/盘状部。以另外的示例的方式，该风扇叶片可与中央部分一体地形成。此类布置结构可被称为整体叶盘或整体叶环。可使用任何合适的方法来制造此类整体叶盘或整体叶环。例如，风扇叶片的至少一部分可由块状物来加工而成，以及/或者风扇叶片的至少部分可通过焊接（诸如线性摩擦焊接）来附接到毂部/盘状部。
本文中描述和/或要求保护的气体涡轮引擎可能或可能不设有可变面积喷嘴(VAN)。此类可变面积喷嘴可允许旁路管道的出口面积在使用中变化。本公开的一般原理可应用于具有或不具有VAN的引擎。
如本文所述和/或要求保护的气体涡轮的风扇可具有任何期望数量的风扇叶片，例如14、16、18、20、22、24或26个风扇叶片。
如本文所用，巡航条件可指气体涡轮引擎所附接的飞行器的巡航条件。此类巡航条件通常可被定义为巡航中期的条件，例如飞行器和/或引擎在爬升顶点和下降起点之间的中点（就时间和/或距离而言）处所经历的条件。
仅以举例的方式，巡航条件下的前进速度可为从0.7马赫至0.9马赫的范围内的任何点，例如0.75至0.85，例如0.76至0.84，例如0.77至0.83，例如0.78至0.82，例如0.79至0.81，例如大约0.8马赫，大约0.85马赫或0.8至0.85。这些范围内的任何单一速度可以是巡航条件。对于某些飞行器，巡航条件可能超出这些范围，例如低于0.7马赫或高于0.9马赫。
仅以举例的方式，巡航条件可对应于在以下范围内的高度处的标准大气条件：10000m至15000m，例如在10000m至12000m的范围内，例如在10400m至11600m（约38000英尺）的范围内，例如在10500m至11500m的范围内，例如在10600m至11400m的范围内，例如在10700m（约35000英尺）至11300m的范围内，例如在10800m至11200m的范围内，例如在10900m至11100m的范围内，例如大约11000m。巡航条件可对应于这些范围内的任何给定高度处的标准大气条件。
仅以举例的方式，巡航条件可对应于：前进马赫数为0.8；压力为23000Pa；以及温度为-55℃。还仅以举例的方式，巡航条件可对应于：前进马赫数为0.85；压力为24000Pa；以及温度为-54℃（其可为35000英尺下的标准大气条件）。
如本文中任何地方所用，“巡航”或“巡航条件”可指空气动力学设计点。此类空气动力学设计点（或ADP）可对应于风扇被设计用于操作的条件（包括例如马赫数、环境条件和推力要求中的一者或多者）。例如，这可能指风扇（或气体涡轮引擎）被设计成具有最佳效率的条件。
在使用中，本文中描述和/或要求保护的气体涡轮引擎可在本文别处定义的巡航条件下操作。此类巡航条件可通过飞行器的巡航条件（例如，巡航中期条件）来确定，至少一个（例如2个或4个）气体涡轮引擎可以安装在该飞行器上以提供推进推力。
本领域的技术人员将理解，除非相互排斥，否则关于任何一个上述方面描述的特征或参数可应用于任何其他方面。此外，除非相互排斥，否则本文中描述的任何特征或参数可应用于任何方面以及/或者与本文中描述的任何其他特征或参数组合。
附图说明
将参考附图仅以举例的方式来描述实施方案。在附图中：
图1是气体涡轮引擎的截面侧视图；
图2是气体涡轮引擎的上游部分的特写截面侧视图；
图3是用于气体涡轮引擎的齿轮箱的局部剖视图；
图4是气体涡轮引擎的挂架、安装系统和安装区域的布置结构的示意图；
图5是基于图4的向前引擎安装架和向前挂架安装架的示意性放大局部视图。
图6示出了图示根据实施方案的方法的示意性流程图。
具体实施方式
现在将参考附图，仅以举例的方式描述本公开的系统、方法和飞行器。
图1示出了具有主旋转轴线9的气体涡轮引擎10。引擎10包括进气口12和推进式风扇23，该推进式风扇生成两股气流：核心气流A和旁路气流B。气体涡轮引擎10包括接收核心气流A的核心11。该引擎核心11以轴流式串联包括低压压缩机14、高压压缩机15、燃烧设备16、高压涡轮机17、低压涡轮机19和核心排气喷嘴20。短舱21围绕气体涡轮引擎10并限定旁路管道22和旁路排气喷嘴18。旁路气流B流过旁路管道22。风扇23经由轴26和周转齿轮箱30附接到低压涡轮机19并由该低压涡轮机驱动。
在使用中，核心气流A由低压压缩机14加速和压缩，并被引导至高压压缩机15中以进行进一步的压缩。从高压压缩机15排出的压缩空气被引导至燃烧设备16中，在该燃烧设备中压缩空气与燃料混合，并且混合物被燃烧。然后，所得的热燃烧产物在通过核心排气喷嘴20排出之前通过高压涡轮机17和低压涡轮机19膨胀，从而驱动高压涡轮机17和低压涡轮机19以提供一些推进推力。高压涡轮机17通过合适的互连轴27来驱动高压压缩机15。风扇23通常提供大部分推进推力。周转齿轮箱30是减速齿轮箱。
图2中示出了齿轮传动风扇气体涡轮引擎10的示例性布置结构。低压涡轮机19（参见图1）驱动轴26，该轴联接到周转齿轮布置结构30的太阳轮或太阳齿轮28。在太阳齿轮28的径向向外处并与该太阳齿轮相互啮合的是多个行星齿轮32，该多个行星齿轮通过行星架34联接在一起。行星架34约束行星齿轮32以同步地围绕太阳齿轮28进动，同时使每个行星齿轮32绕其自身轴线旋转。行星架34经由连杆36联接到风扇23，以便驱动该风扇围绕引擎轴线9旋转。在行星齿轮32的径向向外处并与该行星齿轮相互啮合的是齿圈或环形齿轮38，其经由连杆40联接到固定支撑结构24。
需注意，本文中使用的术语“低压涡轮机”和“低压压缩机”可分别表示最低压力涡轮机级和最低压力压缩机级（即，不包括风扇23），和/或通过在引擎中具有最低旋转速度的互连轴26（即，不包括驱动风扇23的齿轮箱输出轴）连接在一起的涡轮机级和压缩机级。在一些文献中，本文中提到的“低压涡轮机”和“低压压缩机”可被另选地称为“中压涡轮机”和“中压压缩机”。在使用此类另选命名的情况下，风扇23可被称为第一或最低压力的压缩级。
在图3中以举例的方式更详细地示出了周转齿轮箱30。太阳齿轮28、行星齿轮32和环形齿轮38中的每一者包括围绕其周边以用于与其他齿轮相互啮合的齿。然而，为清楚起见，图3中仅示出了齿的示例性部分。示出了四个行星齿轮32，但是对本领域的技术人员显而易见的是，可以在要求保护的发明的范围内提供更多或更少的行星齿轮32。行星式周转齿轮箱30的实际应用通常包括至少三个行星齿轮32。
在图2和图3中以举例的方式示出的周转齿轮箱30是行星式的，其中行星架34经由连杆36联接到输出轴，其中齿圈38被固定。然而，可使用任何其他合适类型的周转齿轮箱30。以另一个示例的方式，周转齿轮箱30可以是星形布置结构，其中行星架34保持固定，允许环形齿轮（或齿圈）38旋转。在此类布置结构中，风扇23由环形齿轮38驱动。以另一个另选示例的方式，齿轮箱30可以是差速齿轮箱，其中环形齿轮38和行星架34均被允许旋转。
应当理解，图2和图3中所示的布置结构仅是示例性的，并且各种另选方案都在本公开的范围内。仅以举例的方式，可使用任何合适的布置结构来将齿轮箱30定位在引擎10中和/或用于将齿轮箱30连接到引擎10。以另一个示例的方式，齿轮箱30与引擎10的其他部分（诸如输入轴26、输出轴和固定结构24）之间的连接件（诸如图2示例中的连杆36、40）可具有任何期望程度的刚度或柔性。以另一个示例的方式，可使用引擎的旋转部分和固定部分之间（例如，在来自齿轮箱的输入轴和输出轴与固定结构诸如齿轮箱壳体之间）的轴承的任何合适布置结构，并且本公开不限于图2的示例性布置结构。例如，在齿轮箱30具有星形布置结构（如上所述）的情况下，技术人员将容易理解，输出连杆和支撑连杆以及轴承位置的布置结构通常不同于图2中以举例的方式示出的布置结构。
因此，本公开延伸到具有齿轮箱类型（例如星形或行星齿轮）、支撑结构、输入和输出轴布置结构以及轴承位置中的任何布置结构的气体涡轮引擎。
可选地，齿轮箱可驱动附加的和/或另选的部件（例如，中压压缩机和/或增压压缩机）。
本公开可应用的其他气体涡轮引擎可具有另选配置。例如，此类引擎可具有另选数量的压缩机和/或涡轮机和/或另选数量的互连轴。以另外的示例的方式，图1中所示的气体涡轮引擎具有分流喷嘴18、20，这意味着穿过旁路管道22的流具有自己的喷嘴18，该喷嘴与核心排气喷嘴20分开并径向地在该核心排气喷嘴的外部。然而，这不是限制性的，并且本公开的任何方面也可应用于如下引擎，在该引擎中，穿过旁路管道22的流和穿过核心11的流在可被称为混流喷嘴的单个喷嘴之前（或上游）混合或组合。一个或两个喷嘴（无论是混合的还是分流的）可具有固定的或可变的面积。虽然所描述的示例涉及涡轮风扇引擎，但是本公开可应用于例如任何类型的气体涡轮引擎，诸如开放式转子（其中风扇级未被短舱围绕）或例如涡轮螺旋桨引擎。在一些布置结构中，气体涡轮引擎10可不包括齿轮箱30。
气体涡轮引擎10的几何形状及其部件由传统的轴系限定，包括轴向（与旋转轴9对准）、径向（在图1中从下到上的方向）和周向（垂直于图1视图中的页面）。轴向、径向和周向相互垂直。
考虑到如图1至图3所示的气体涡轮引擎，现在提出了关于安装此类用于在飞行器上检修的引擎的公开内容。
本公开提供了一种用于对准引擎的安装销进行安装的方法，如将参考图4和图5所述。本公开在其对准用于将引擎检修附接到挂架的销孔的能力方面特别有用。此类对准可以精确地进行，从而避免损坏硬件。一般来讲，该系统将机身（在这种情况下，翼部）和引擎在对准销孔之前组合成单个实体，从而避免在将引擎安装在翼部上期间出现翼部相对于引擎移动的问题。
图4是气体涡轮引擎的挂架50、安装系统52、54和安装区域56、58的布置结构的示意图。所公开的安装系统52、54用于将气体涡轮引擎10（但在图4和图5中未充分示出）安装到飞行器（未示出）的翼部（未示出）上的挂架50。挂架50具有向前挂架安装架60和向后挂架安装架62，该气体涡轮引擎具有用于检修附接到向前挂架安装架60的向前引擎安装架64和用于检修附接到向后挂架安装架62的向后引擎安装架66。
提供了临时向前连杆68。这在图5中更详细地示出。该临时向前连杆被设置成与引擎的中心轴线对准并位于其上方。临时向前连杆68包括临时附接到挂架50的提升臂70。提升臂70在其远侧端部具有滑轮71。绞盘73位于提升臂70的顶部。缆线72在图5中以虚线示意性地示出。缆线72缠绕在绞盘73上并沿着提升臂70在滑轮71上方延伸。缆线72从滑轮71向下延伸穿过形成在前安装支架76中的进入狭槽74。在缆线72的下端，该缆线具有连接构件（未示出），该连接构件可插入引擎的中间壳体80中的对应竖直孔口中。该中间壳体80具有水平眼孔82。连接构件（未示出）具有眼孔（未示出）。连接构件在中间壳体的竖直孔口中的适当对准允许中间壳体水平眼孔82和连接构件眼孔的对准，允许安装销79插入中间壳体水平眼孔82和连接构件眼孔中。
因此，使用绞盘73放出和卷绕缆线72将调节在滑轮71和中间壳体水平眼孔82之间延伸的缆线72的长度。继而，这种长度调节提供了中间壳体80（以及引擎）相对于挂架50的精确位置控制。
图5中示出了两个向前挂架安装架90、90a。图5中还示出了附接到中间壳体80的对应的两个向前引擎安装架92、92a。向前引擎安装架92具有用于与向前挂架安装孔口对准的向前引擎安装孔口93（未示出）。为了将引擎检修附接到飞行器，有必要将向前引擎安装架孔口93和向前挂架安装孔口对准，并将检修安装销94插入对准的孔口中。通过调节临时向前连杆68（即通过使用绞盘73将缆线72放出或缠绕）来部分地实现适当的对准。如下所述，还可通过适当调节临时向后连杆来部分地实现对准。在对引擎的适当检修安装之后，可将临时向前连杆68从挂架和引擎中移除。
在本实施方案中，提供了两个临时向后连杆100、101。临时向后连杆100、101相对于飞行器和引擎的向前-向后方向设置在挂架50的侧面上。因此，该临时向后连杆设置在引擎的中心轴线上方，但侧向地与该中心轴线偏移。
向后引擎安装架66设置在气体涡轮引擎的尾轴承外壳67处。
提升臂102附接到挂架50的侧面。当气体涡轮引擎被配置为与挂架检修附接时，可从挂架移除提升臂102。向后连杆引擎附接工具104设置在用于临时向后连杆100的引擎的尾轴承外壳67上。当气体涡轮引擎被构造成与挂架检修附接时，可从引擎移除向后连杆引擎附接工具104。
以与上述临时向前连杆类似的方式，每个临时向后连杆100能够进行长度调节，以便调节引擎相对于挂架的位置。该临时向后连杆100和该临时向前连杆68的调节允许向前引擎安装架与向前挂架安装架以及向后引擎安装架与向后挂架安装架的适当精细对准，以用于检修附接。
考虑到临时向后连杆100的结构和操作，这包括已经提到的提升臂102、设置在提升臂102上的绞盘106，和设置在提升臂102的远侧端部的滑轮108。缆线110在图4中以虚线示意性地示出。缆线110缠绕在绞盘106上并沿着提升臂102在滑轮108上方延伸。缆线110从滑轮108向下延伸以附接到向后连杆引擎附接工具104。为另一个临时向后连杆101提供了对应的布置结构。
因此，使用绞盘106放出和卷绕缆线110将调节在滑轮108和向后连杆引擎附接工具104之间延伸的缆线110的长度。继而，这种长度调节提供了尾轴承外壳67（以及引擎）相对于挂架50的精确位置控制。
飞行器翼部、挂架和挂架安装架可被认为是第一子系统，并且引擎可被认为是第二子系统，两个子系统均独立地位于空间中。在本公开的方法中，首先将两个子系统接合在一起，以使它们能够相对于彼此准确地定位。
第一步是将提升臂和绞盘安装到挂架上，在有充足空间的情况下将它们固定到位。引擎在运输/安装架（未示出）上从地面提供至该挂架。这仅仅是一个基本框架，它能够将引擎朝向挂架提升，但不需要特别好的精度。当引擎与挂架大致对准时，绞盘缆线被引导到提升臂上的滑轮上方并附接到引擎。在引擎后部，提升臂被设计成位于尾轴承外壳上的后引擎处理位置上方。前绞盘缆线72螺纹方式穿过向前引擎安装块76（穿过绞盘缆线进入狭槽74）并经由工具销79和中间壳体80上的对应孔82连接到引擎上。进入狭槽74被设计成在使用时将引擎提升穿过与安装件相同的平面，因为这被认为是最轻重量解决方案。在另选的实施方案中，该连接点可以在前安装块76的前方。一旦连接了所有三条缆线，就可以将引擎提升到安装销(94)即将安装的位置。
绞盘具有可变的运动速度/分辨率，因此它们可以在提升的早期阶段将引擎快速提升，然后在销孔接近对准时更准确地进行提升。这种可变性在起初实现了更有效的过程，但随后实现了成功安装所需的对准公差。
在安装销安装期间，通过在三个点连接引擎而产生的平面允许引擎在该平面上具有两个自由度，使得销上的引入部有助于对准销孔并降低所需的绝对装配精度。
悬负载也是自动定心的，使得对准和控制比升降架更容易，升降架需要被操纵到对准方向，这对于重达20,000kg的物品提出了挑战。
采用这种引擎安装方法，重要的是要考虑引擎的重心以及重心相对于前提升点的位置。由于后提升方法是通过缆线进行的，这些缆线只能在受力情况下控制引擎，因此如果重心靠近前提升平面，则引擎可能会摇摆/倾斜并造成伤害或损坏。因此，如果估计重心接近前提升平面（或在前提升平面前方），那么将配重施加到引擎的后部可能是有利的。该配重（未示出）可以远离尾轴承外壳67用螺栓固定/悬挂。
一旦安装了引擎安装架销，绞盘缆线就会断开连接，并且绞盘和提升臂从挂架上拆卸。
对于引擎拆卸，反向地使用该系统。
需注意，尾轴承外壳67和中间壳体80是组装好的气体涡轮引擎的部件。图4和图5仅示出了将引擎安装到挂架上所涉及的引擎的那些部件。
据认为，这里公开的系统的优点在于，它提供了对将引擎与安装架/挂架对准的良好控制，因此降低了损坏引擎安装架特征部和销的风险，使得产品/引擎更安全。在过去的行业示例中，销在孔没有正确对准的情况下被压入，从而使销被损坏，导致引擎的损失，进而导致飞行器的损失。
三点式升降机优于传统的在四个角落升降的“自展”。通过平坦表面（3个点）提升，将无法向系统增加应力或者不存在无负载缆线，这种缆线可导致系统不稳定。这降低了使用工具损坏硬件和机械的可能性。自定心系统也是一个优点。
此外，提升臂不需要与传统自举系统相同的空间量，缩短了安装/拆卸时间并允许更优化的挂架整流罩设计，因为需要更少的附接位置。与其他引擎安装工具相比，它是一种相对紧凑的解决方案。
应当理解，本发明不限于上述实施方案，并且在不脱离本文中描述的概念的情况下可进行各种修改和改进。除非相互排斥，否则任何特征可单独使用或与任何其他特征组合使用，并且本公开扩展到并包括本文中描述的一个或多个特征的所有组合和子组合。
Claims (14)
1.一种用于将气体涡轮引擎安装到位于飞行器的翼部上的挂架的系统，所述挂架具有向前挂架安装架和向后挂架安装架，所述气体涡轮引擎具有用于检修附接到所述向前挂架安装架的向前引擎安装架和用于检修附接到所述向后挂架安装架的向后引擎安装架，
所述系统包括长度可调的至少一个临时向前连杆和长度可调的至少一个临时向后连杆，用于经由所述临时向前连杆和所述临时向后连杆将所述气体涡轮引擎临时附接到所述挂架，其中所述至少一个临时向前连杆和所述至少一个临时向后连杆各自包括相应的绞盘，所述相应的绞盘能够操作以调节相应张紧构件的放出，从而提供长度调节，所述至少一个临时向前连杆和所述至少一个临时向后连杆能够操作以在不调节所述至少一个临时向前连杆和所述至少一个临时向后连杆的长度的情况下维持所述气体涡轮引擎和所述挂架之间的位置关系，
其中：
所述系统提供所述气体涡轮引擎和所述挂架之间的位置关系，使得所述向前引擎安装架与所述向前挂架安装架不对准并且/或者所述向后引擎安装架与所述向后挂架安装架不对准，
所述至少一个临时向前连杆和所述至少一个临时向后连杆的长度的调节能够操作以使所述向前引擎安装架与所述向前挂架安装架对准，以及/或者使所述向后引擎安装架与所述向后挂架安装架对准，以用于将所述气体涡轮引擎检修附接到所述挂架，并且
所述至少一个临时向前连杆和所述至少一个临时向后连杆能够从所述气体涡轮引擎和所述挂架移除。
2.根据权利要求1所述的系统，其中提供了两个临时向后连杆，所述两个临时向后连杆相对于所述飞行器和所述引擎的向前-向后方向设置在所述挂架的侧面上。
3.根据权利要求1所述的系统，其中提供了设置在所述挂架的向前端部的一个临时向前连杆。
4.根据权利要求3所述的系统，其中所述临时向前连杆被设置成与所述引擎的中心轴线对准并位于所述引擎的中心轴线上方。
5.根据权利要求1所述的系统，其中为了将所述气体涡轮引擎检修附接到所述挂架，所述向前引擎安装架经由至少一个安装销附接到所述向前挂架安装架，所述至少一个安装销延伸穿过位于所述向前引擎安装架和所述向前挂架安装架中的对应安装销孔口。
6.根据权利要求1所述的系统，其中所述气体涡轮引擎为核心安装的气体涡轮引擎。
7.根据权利要求1所述的系统，其中所述至少一个临时向前连杆包括提升臂、所述绞盘和张紧构件，所述绞盘能够操作以放出和卷绕所述张紧构件以提供所述临时向前连杆的长度调节。
8.根据权利要求7所述的系统，其中所述绞盘为变速绞盘。
9.根据权利要求1所述的系统，其中每个临时向后连杆包括提升臂、所述绞盘和张紧构件，所述绞盘能够操作以放出和卷绕所述张紧构件以提供所述临时向后连杆的长度调节。
10.根据权利要求9所述的系统，其中每个临时向后连杆的所述绞盘为变速绞盘。
11.一种用于将气体涡轮引擎安装到飞行器的翼部上的挂架的方法，所述挂架具有向前挂架安装架和向后挂架安装架，所述气体涡轮引擎具有用于检修附接到所述向前挂架安装架的向前引擎安装架和用于检修附接到所述向后挂架安装架的向后引擎安装架，所述方法包括：
提供长度可调的至少一个临时向前连杆和长度可调的至少一个临时向后连杆，
在所述向前引擎安装架与所述向前挂架安装架不对准并且/或者所述向后引擎安装架与所述向后挂架安装架不对准的状态下，将所述气体涡轮引擎呈现给所述挂架，
经由所述至少一个临时向前连杆和所述至少一个临时向后连杆将所述气体涡轮引擎临时附接到所述挂架，其中所述至少一个临时向前连杆和所述至少一个临时向后连杆各自包括相应的绞盘，所述相应的绞盘能够操作以调节相应张紧构件的放出，从而提供长度调节，所述至少一个临时向前连杆和所述至少一个临时向后连杆能够操作以在不调节所述至少一个临时向前连杆和所述至少一个临时向后连杆的长度的情况下维持所述气体涡轮引擎和所述挂架之间的位置关系，
调节所述临时向前连杆和所述临时向后连杆中的至少一者的长度以使所述向前引擎安装架与所述向前挂架安装架对准，并且/或者使所述向后引擎安装架与所述向后挂架安装架对准，以用于将所述气体涡轮引擎检修附接到所述挂架，
将所述气体涡轮引擎检修附接到所述挂架，
移除所述至少一个临时向前连杆和所述至少一个临时向后连杆。
12.一种飞行器，所述飞行器处于其中将气体涡轮引擎临时安装到所述飞行器的翼部上的挂架的状态，所述挂架具有向前挂架安装架和向后挂架安装架，所述气体涡轮引擎具有用于检修附接到所述向前挂架安装架的向前引擎安装架和用于检修附接到所述向后挂架安装架的向后引擎安装架，所述气体涡轮引擎和所述挂架之间的位置关系使得所述向前引擎安装架与所述向前挂架安装架不对准并且/或者所述向后引擎安装架与所述向后挂架安装架不对准，
所述飞行器还包括长度可调的至少一个临时向前连杆和长度可调的至少一个临时向后连杆，所述气体涡轮引擎经由所述临时向前连杆和所述临时向后连杆临时附接到所述挂架，其中所述至少一个临时向前连杆和所述至少一个临时向后连杆各自包括相应的绞盘，所述相应的绞盘能够操作以调节相应张紧构件的放出，从而提供长度调节，所述至少一个临时向前连杆和所述至少一个临时向后连杆能够操作以在不调节所述至少一个临时向前连杆和所述至少一个临时向后连杆的长度的情况下维持所述气体涡轮引擎和所述挂架之间的位置关系，
其中：
所述临时向前连杆和所述临时向后连杆中的至少一者的长度的调节能够操作以使所述向前引擎安装架与所述向前挂架安装架对准，以及/或者使所述向后引擎安装架与所述向后挂架安装架对准，以用于将所述气体涡轮引擎检修附接到所述挂架，并且
所述至少一个临时向前连杆和所述至少一个临时向后连杆能够从所述气体涡轮引擎和所述挂架移除。
13.根据权利要求12所述的飞行器，其中所述气体涡轮引擎还包括：
引擎核心，所述引擎核心包括涡轮机、压缩机和将所述涡轮机连接到所述压缩机的芯轴；
风扇，所述风扇位于所述引擎核心的上游，所述风扇包括多个风扇叶片；和
齿轮箱，所述齿轮箱接收来自所述芯轴的输入并将驱动输出至所述风扇，以便以比所述芯轴低的旋转速度来驱动所述风扇。
14.根据权利要求13所述的飞行器，其中：
所述涡轮机是第一涡轮机，所述压缩机是第一压缩机，并且所述芯轴是第一芯轴；
所述引擎核心还包括第二涡轮机、第二压缩机和将所述第二涡轮机连接到所述第二压缩机的第二芯轴；并且
所述第二涡轮机、所述第二压缩机和所述第二芯轴被布置成以比所述第一芯轴高的旋转速度旋转。
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