CN110785353A - 飞行器推进组件 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种用于飞行器的推进组件(100)，所述推进组件包括：‑吊挂架(102)，所述吊挂架旨在固定在所述飞行器(1)的机翼(14)下方并且具有前部面(104)和下部面(105)；以及‑涡轮机(10)，在所述涡轮机的操作期间在穿过所述涡轮机的空气流的方向(F)上从上游到下游所述涡轮机包括风扇(15)和驱动所述风扇的发动机(14)，所述风扇(15)被风扇壳体(24)流线化，并且所述发动机(14)从上游到下游被中间壳体(30)和发动机壳体(28)流线化，所述中间壳体(30)具有毂(31)和延伸所述风扇壳体(24)的外环(32)，所述环(32)与所述毂(31)径向间隔开、并且通过在空气管道(12)中延伸的臂(33)而固定到所述毂，所述推进组件(100)包括被固定在所述吊挂架的前部面(104)与所述毂(31)之间的前部发动机附接件(400)和被固定在所述吊挂架的下部面(105)与所述发动机壳体(28)之间的后部发动机附接件(500)。

Description

飞行器推进组件
本发明涉及一种用于飞行器的推进组件，所述组件包括吊挂架、具有发动机的涡轮机、用于将发动机附接到吊挂架的前部发动机附接件和后部发动机附接件。
飞行器通常包括机翼，吊挂架固定在机翼下方，发动机经由发动机附接件系统固定到该吊挂架，该发动机附接件系统尤其由在前部处的前部发动机附接件和在后部处的后部发动机附接件构成。由吊挂架及其附接件系统构成组件径向位于发动机的上方，在可以被定义为10点至2点之间的时钟扇区内。
众所周知，例如，如文件EP 2332835和WO 2010/007226中所描述的，发动机壳体对后部发动机附接件起作用，该发动机壳体在航空术语中也被称为“核心涡轮”壳体，并且发动机的中间壳体的外环对前部附接件起作用，该外环延伸发动机的风扇壳体。
本发明旨在提出发动机附接件系统的替代性架构。
为此，本发明涉及一种用于飞行器的推进组件，所述推进组件包括：
-吊挂架，所述吊挂架旨在固定在所述飞行器的机翼下方并且具有前部面和下部面；以及
-涡轮机，在所述涡轮机的操作期间在穿过所述涡轮机的空气流的方向上从上游到下游所述涡轮机包括风扇和驱动所述风扇的发动机，所述风扇被风扇壳体流线化，并且所述发动机从上游到下游被中间壳体和发动机壳体流线化，所述中间壳体具有毂和延伸所述风扇壳体的外环，所述环与所述毂径向间隔开、并且通过在空气管道中延伸的臂而固定到所述毂，
所述推进组件包括被固定在所述吊挂架的前部面与所述毂之间的前部发动机附接件和被固定在所述吊挂架的下部面与所述发动机壳体之间的后部发动机附接件。
在阅读以下对一个示例性实施例的描述之后，本发明的上述特征以及其他特征将变得更加清楚，所述描述参考附图给出，在附图中：
-图1是具有根据本发明的推进组件的飞行器的侧视图，
-图2是根据本发明一个实施例的、图1中示出的推进组件的涡轮机的侧视图，
-图3是根据本发明一个实施例的、图2中示出的推进组件的吊挂架和涡轮机的发动机的侧视图，
-图4是根据本发明的推进组件的前部发动机附接件的透视图，并且
-图5是根据本发明的推进组件的后部发动机附接件的分解透视图。
关于图1和图2，飞行器1包括机身2，在机身2的两侧，两个机翼14附接到该机身。在每个机翼14下方固定有至少一个推进组件100，该推进组件包括被固定在机翼14下方的吊挂架102和双流涡轮机10，该双流涡轮机包括圆柱形短舱13，该短舱围绕被固定到吊挂架的发动机14和由发动机14驱动的风扇15。
吊挂架102具有前部面104和下部面105，该前部面总体上垂直于涡轮机10的纵向轴线X并且被定向为朝向飞行器1的前部，该下部面总体上是水平的(即，在纵向轴线X的方向上)并且面向地面。
在涡轮机10的操作期间，大量的空气被吸入，然后被风扇15排出。这大量的空气在穿过涡轮机10并且基本平行于纵向轴线X的空气流的方向F上从上游到下游被分成在主要空气管道11中流动的主要流F1和与主要流F1同心并且在二次空气管道12或风扇管道中流动的二次流F2。这两个管道被管道间元件106分隔开。
主要流F1从上游到下游穿过发动机14的各元件，具体而言穿过压缩机级17(该压缩机级包括例如低压压缩机17a和在低压压缩机下游的高压压缩机17b)、燃烧室18、涡轮级19，该涡轮级包括例如高压涡轮19a和在高压涡轮下游的低压涡轮19b。
结构壳体被安装在涡轮机的元件周围并且用于加固该涡轮机的元件，以便尤其限制其在操作期间的扭曲。
因此，风扇15被风扇壳体24流线化，并且发动机14的元件从上游到下游被以下项包围：包围低压压缩机17a的低压压缩机壳体27a、包围高压压缩机17b的高压压缩机壳体27b、然后是包围燃烧室18和高压涡轮19a及低压涡轮19b的发动机壳体28(在航空术语中被称为“核心涡轮”壳体)。
涡轮机10进一步包括中间壳体30，该中间壳体具有形成毂31和圆柱形外环32的部分，该圆柱形外环通过二次管道12与毂径向间隔开、并且借助于臂33固定到毂。毂31部分地被布置在低压压缩机壳体27a与高压压缩机壳体27b之间。
毂31包括两个同轴的环形环(分别为内环31a和中间环31b)，它们限定了在上游方向由连接内环31a和中间环31b的上游横向凸缘31c封闭的、并且在下游方向由连接内环31a和中间环31b的下游横向凸缘31d封闭的空间。
外环32位于风扇壳体24的下游并在其延续部分中、并且延伸该风扇壳体以便形成二次空气管道12的外边界，而中间环31b形成二次空气管道12的内边界。内环31a就其本身而言形成主要空气管道11的外边界。管道间元件106延伸毂31。
关于图3至图5(图3仅示出了发动机的结构壳体，而没有示出发动机的组成零件)，发动机14尤其在前部处通过前部发动机附接件400并且在后部处通过后部发动机附接件500而固定到吊挂架102。
根据本发明，前部发动机附接件400被固定在吊挂架102与中间壳体30的毂31之间，并且后部发动机附接件500被固定在吊挂架102与发动机壳体28之间。
前部发动机附接件400要么被固定到下游横向凸缘31d(如图3所示)，要么被固定到毂的内环31a(如图2所示)。
前部发动机附接件400包括：
-梁402，该梁被固定到吊挂架102的前部面104；
-第一侧向连接杆406，该第一侧向连接杆通过连接点420被固定到梁402、并且通过连接点422被固定到中间壳体的毂31，例如固定到下游横向凸缘31d(在图3的示例中)或者固定到内环31a(在图2的示例中)；以及
-第二侧向连接杆408，该第二侧向连接杆通过两个连接点424a和424b被固定到梁402、并且通过连接点426被固定到中间壳体的毂31，例如固定到下游横向凸缘31d(在图3的示例中)或者固定到内环31a(在图2的示例中)。
在图4中，为了清楚起见，毂31的位于前部发动机附接件400上游的部分被描绘为透明的，并且通过点划线来描绘；尽管某些部分被隐藏，但是每个连接杆406、408均以实线绘制。
对于每个侧向连接杆406、408，到梁402和到毂31的各个连接点由以下叉形头构成，该叉形头由穿过侧向连接杆406、408的孔和由穿过叉形头并经由球窝接头装配到连接杆的孔中的单剪切销分别形成在梁402和毂31中。
梁402在吊挂架102上的前部位置使得可以将梁402集成到推进组件100的毂31中。梁402然后构成吊挂架102的前肋，并且与被固定到中间壳体的外环的现有技术发动机附接件相比，促进了紧凑性集成，同时减小了前部发动机附接件400的竖直(在Z方向上)和纵向(在X方向上)体积。
前部发动机附接件400及其具体安装在吊挂架102与毂31之间使得可以在Y和Z方向上对力起作用，并且通过这两个球窝接合的连接杆406和408对力矩Mx(绕纵向轴线X的扭转)起作用。此外，由于安装在连接杆406和408的连接点处的球窝接头，前部发动机附接件400允许发动机14相对于吊挂架102在X方向上移动。
因此，负载路径比在现有技术的装置中更直接，因为根据本发明的前部发动机附接件仅对附接件自身的平面中包含的力、即竖直力(在Z方向上)、横向力(在Y方向上)和力矩Mx起作用。
为了更好的安全性，前部发动机附接件400包括处于梁402与毂31之间的附加连接点410。这个附加连接点410采取备用安全固定点(或“故障安全”)的形式，其提供了替代性的负载路径来弥补连接杆406和408中的一者或多者的故障。因此，前部发动机附接件400包括在“标称”使用期间加载的主负载路径，以及在主路径处于“故障”或“损坏”使用的情况下加载的辅助负载路径或“故障安全”负载路径。
这个附加连接点410由例如在毂31(例如在下游横向凸缘31d)中形成的叉形头和装配到所述叉形头中的销构成，所述销穿过梁402的孔，该孔的直径大于销的直径。因此，在正常操作中，销与梁402之间没有接触，并且在连接杆406和408中的一个故障的情况下，毂31将移动，并且然后销将与梁402发生接触。
梁402优选借助于分布在吊挂架102的纵向对称平面的两侧的两个固定组件而被固定到吊挂架102，并且每个固定组件包括两个拉紧螺栓452和一个栓钉454，其中一个拉紧螺栓452被布置在梁402的上部部分中，一个拉紧螺栓452被布置在梁402的下部部分中，并且栓钉454被布置在拉紧螺栓452之间。
参考图5，后部发动机附接件500包括：
-装配件502，该装配件被固定到吊挂架102的下部面105；
-下游连接杆506，该下游连接杆通过连接点520被固定到装配件502、并且通过两个连接点522a和522b被固定到发动机壳体28；以及
-上游连接杆508，该上游连接杆通过连接点520被固定到装配件502、并且通过两个连接点522a和522b被固定到发动机壳体28。
因此，每个连接杆506、508具有三个连接点。
对于每个连接杆506、508，到装配件502的连接点520由以下叉形头构成，该叉形头由穿过每个连接杆506、508的孔和由穿过叉形头并经由球窝接头装配到连接杆506和508的孔中的双剪切销形成在装配件502中。双销由两个销组成，一个被装配在另一个内侧：实心内销以间隙配合的方式插入空心外销内侧。在外销故障的情况下，剩余的内销对力起作用。
对于每个连接杆506、508，到发动机壳体28的连接点522a和522b由以下叉形头构成，该叉形头由穿过每个连接杆506、508的孔和由穿过叉形头并经由球窝接头装配到这些孔中的实心单剪切销形成在发动机壳体28中。销和孔紧密配合，也称为接合安装。
因此，每个连接杆506、508每个连接点具有一个孔，也就是说在这种情况下具有三个孔。这两个连接杆506和508彼此压靠，下游连接杆506的每个孔与上游连接杆508的孔对准。
后部发动机附接件500用于借助于这两个球窝接合的连接杆506和508在Y和Z方向上对力起作用。此外，由于安装在连接杆506和508的连接点处的球窝接头，后部发动机附接件500允许发动机14相对于吊挂架102在X方向上移动。与现有技术的后部发动机附接件的相比，力矩Mx没有被作用的事实使得可以减小后部发动机附接件500的体积、特别是在Y方向上的体积，并且因此限制了这个附接件周围的空气动力学形状的宽度，这进而用于改善飞行器1的空气动力学性能。
为了更好的安全性，后部发动机附接件500包括处于连接杆506和508与发动机壳体28之间的附加连接点510。这个附加连接点510采取备用安全固定点(或“故障安全”)的形式，其将弥补后部发动机附接件500的元件的故障。
这个附加连接点510例如由形成在发动机壳体28中的叉形头和销构成，该销被装配到所述叉形头中并且穿过被连接杆506和508两者共用的孔，该孔的直径大于销的直径。因此，在正常操作中，销与连接杆506和508之间没有接触，并且在出现问题的情况下，结构壳体260将移动，并且然后销将与连接杆506和508发生接触。
装配件502优选地借助于穿过为此设置在装配件502中的孔524的四个拉紧螺栓而固定到吊挂架102。
连接杆在销上的球窝接合是通过例如在销上安装球体以及通过连接杆可以围绕这个球体滑动的事实来实现的。
为了对X方向上的推力起作用，推进组件100优选地包括固定在吊挂架102与结构壳体560之间的两个连接杆，这些连接杆被布置在吊挂架102的对称平面的两侧。
应指出的是，与现有技术的发动机附接件(其中发动机壳体对后部发动机附接件起作用，并且中间壳体的外环对前部发动机附接件起作用)相反，本发明在质量和力的作用方面是有利的。
事实上，根据本发明的前部发动机附接件400和后部发动机附接件500在轴向(X方向)和径向(Z方向)两者上均靠近在一起，这因此意味着更短的尺寸链(作用力穿过的零件更少)，这减少了发动机14的结构框架在操作期间的变形和扭曲。这改善了发动机14的性能，这是因为该发动机于是可以被设计成具有减小的公差，特别是相对于涡轮和压缩机元件，其中可以减小这些元件的叶片/轮叶尖端和叶片/轮叶壳体之间的间隙。此外，与现有技术的前部发动机附接件中的情况相比，更靠近发动机的轴线(较短的杠杆臂)对前部发动机附接件400处的扭矩Mx起作用，并且因此该扭矩具有较低的绝对值。这意味着，在本发明中，没有必要为了加固发动机14而添加发动机支架类型的附加结构。

Claims (11)

1.一种用于飞行器(1)的推进组件(100)，所述推进组件(100)包括：
-吊挂架(102)，所述吊挂架旨在固定在所述飞行器(1)的机翼(14)下方并且具有前部面(104)和下部面(105)；以及
-涡轮机(10)，在所述涡轮机的操作期间在穿过所述涡轮机的空气流的方向(F)上从上游到下游所述涡轮机包括风扇(15)和驱动所述风扇的发动机(14)，所述风扇(15)被风扇壳体(24)流线化，并且所述发动机(14)从上游到下游被中间壳体(30)和发动机壳体(28)流线化，所述中间壳体(30)具有毂(31)和延伸所述风扇壳体(24)的外环(32)，所述环(32)与所述毂(31)径向间隔开、并且通过在空气管道(12)中延伸的臂(33)而固定到所述毂，
其特征在于，所述推进组件(100)包括被固定在所述吊挂架的前部面(104)与所述毂(31)之间的前部发动机附接件(400)和被固定在所述吊挂架的下部面(105)与所述发动机壳体(28)之间的后部发动机附接件(500)。
2.一种用于飞行器(1)的推进组件(100)，其特征在于，所述前部发动机附接件(400)包括：
-梁(402)，所述梁被固定到所述吊挂架(102)的前部面(104)；
-第一侧向连接杆(406)，所述第一侧向连接杆通过连接点(420)被固定到所述梁(402)、并且通过连接点(422)被固定到所述毂(31)；以及
-第二侧向连接杆(408)，所述第二侧向连接杆通过两个连接点(424a-b)被固定到所述梁(402)、并且通过连接点(426)被固定到所述毂(31)。
3.根据权利要求2所述的推进组件(100)，其特征在于，对于每个侧向连接杆(406，408)，到所述梁(402)和到所述毂(31)的各个连接点由以下叉形头构成，所述叉形头由穿过所述侧向连接杆(406，408)的孔和由穿过所述叉形头并经由球窝接头装配到所述孔中的单剪切销分别形成在所述梁(402)和所述毂(31)中。
4.根据权利要求2和3中任一项所述的推进组件(100)，其特征在于，所述前部发动机附接件(400)包括处于所述梁(402)与所述毂(31)之间的附加连接点(410)，并且所述附加连接点(410)采取备用安全固定点的形式。
5.根据权利要求4所述的推进系统(100)，其特征在于，所述附加连接点(410)由在所述毂(31)中形成的叉形头和装配到所述叉形头中的销构成，所述销穿过所述梁(402)的孔，所述孔的直径大于所述销的直径。
6.根据权利要求2至5中任一项所述的推进组件(100)，其特征在于，所述梁(402)借助于分布在所述吊挂架(102)的纵向对称平面的两侧的两个固定组件而被固定到所述吊挂架(102)，每个固定组件包括两个拉紧螺栓(452)和一个栓钉(454)，并且一个拉紧螺栓(452)被布置在所述梁(402)的上部部分中，一个拉紧螺栓(452)被布置在所述梁(402)的下部部分中，并且所述栓钉(454)被布置在所述拉紧螺栓(452)之间。
7.根据权利要求1所述的推进系统(100)，其特征在于，所述后部发动机附接件(500)包括：
-装配件(502)，所述装配件被固定到所述吊挂架(102)的下部面(105)；
-下游连接杆(506)，所述下游连接杆通过连接点(520)被固定到所述装配件(502)、并且通过两个连接点(522a-b)被固定到所述发动机壳体(28)；以及
-上游连接杆(508)，所述上游连接杆通过连接点(520)被固定到所述装配件(502)、并且通过两个连接点(522a-b)被固定到所述发动机壳体(28)。
8.根据权利要求7所述的推进组件(100)，其特征在于，对于每个连接杆(506，508)，到所述装配件(502)的连接点(520)由以下叉形头构成，所述叉形头由穿过每个连接杆(506，508)的孔和由穿过所述叉形头并经由球窝接头装配到所述连接杆(506，508)的孔中的双剪切销形成在所述装配件(502)中，并且对于每个连接杆(506，508)，到所述发动机壳体(28)的连接点(522a-b)由以下叉形头构成，所述叉形头由穿过每个连接杆(506，508)的孔和由穿过所述叉形头并经由球窝接头装配到所述孔中的单剪切销形成在所述发动机壳体(28)中。
9.根据权利要求7和8中任一项所述的推进组件(100)，其特征在于，所述后部发动机附接件(500)包括处于所述连接杆(506，508)与所述发动机壳体(28)之间的附加连接点(510)，并且所述附加连接点(510)采取备用安全固定点的形式。
10.根据权利要求9所述的推进系统(100)，其特征在于，所述附加连接点(510)由形成在所述发动机壳体(28)中的叉形头和装配到所述叉形头中的销构成，所述销穿过被连接杆(506，508)两者共用的孔，所述孔的直径大于所述销的直径。
11.一种飞行器(1)，所述飞行器包括至少一个根据前述权利要求之一所述的推进组件(100)。
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