CN111279103A - 用于飞行器的推进单元 - Google Patents

用于飞行器的推进单元 Download PDF

Info

Publication number
CN111279103A
CN111279103A CN201880069434.3A CN201880069434A CN111279103A CN 111279103 A CN111279103 A CN 111279103A CN 201880069434 A CN201880069434 A CN 201880069434A CN 111279103 A CN111279103 A CN 111279103A
Authority
CN
China
Prior art keywords
ventilation
sealing gasket
gasket
support
propulsion unit
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201880069434.3A
Other languages
English (en)
Other versions
CN111279103B (zh
Inventor
文森特·约瑟夫·鲁道夫·斯图德
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Nacelles SAS
Original Assignee
Safran Nacelles SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Nacelles SAS filed Critical Safran Nacelles SAS
Publication of CN111279103A publication Critical patent/CN111279103A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN111279103B publication Critical patent/CN111279103B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/78—Other construction of jet pipes
    • F02K1/80—Couplings or connections
    • F02K1/805—Sealing devices therefor, e.g. for movable parts of jet pipes or nozzle flaps
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C7/00—Structures or fairings not otherwise provided for
    • B64C7/02—Nacelles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B60—VEHICLES IN GENERAL
    • B60K—ARRANGEMENT OR MOUNTING OF PROPULSION UNITS OR OF TRANSMISSIONS IN VEHICLES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF PLURAL DIVERSE PRIME-MOVERS IN VEHICLES; AUXILIARY DRIVES FOR VEHICLES; INSTRUMENTATION OR DASHBOARDS FOR VEHICLES; ARRANGEMENTS IN CONNECTION WITH COOLING, AIR INTAKE, GAS EXHAUST OR FUEL SUPPLY OF PROPULSION UNITS IN VEHICLES
    • B60K11/00—Arrangement in connection with cooling of propulsion units
    • B60K11/06—Arrangement in connection with cooling of propulsion units with air cooling
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
    • B64D27/402—Arrangements for mounting power plants in aircraft comprising box like supporting frames, e.g. pylons or arrangements for embracing the power plant
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/14—Casings modified therefor
    • F01D25/145—Thermally insulated casings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/20—Mounting or supporting of plant; Accommodating heat expansion or creep
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/28—Arrangement of seals
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16J—PISTONS; CYLINDERS; SEALINGS
    • F16J15/00—Sealings
    • F16J15/02—Sealings between relatively-stationary surfaces
    • F16J15/021—Sealings between relatively-stationary surfaces with elastic packing
    • F16J15/022—Sealings between relatively-stationary surfaces with elastic packing characterised by structure or material
    • F16J15/024—Sealings between relatively-stationary surfaces with elastic packing characterised by structure or material the packing being locally weakened in order to increase elasticity
    • F16J15/027—Sealings between relatively-stationary surfaces with elastic packing characterised by structure or material the packing being locally weakened in order to increase elasticity and with a hollow profile
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16J—PISTONS; CYLINDERS; SEALINGS
    • F16J15/00—Sealings
    • F16J15/02—Sealings between relatively-stationary surfaces
    • F16J15/06—Sealings between relatively-stationary surfaces with solid packing compressed between sealing surfaces
    • F16J15/061—Sealings between relatively-stationary surfaces with solid packing compressed between sealing surfaces with positioning means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16J—PISTONS; CYLINDERS; SEALINGS
    • F16J15/00—Sealings
    • F16J15/02—Sealings between relatively-stationary surfaces
    • F16J15/06—Sealings between relatively-stationary surfaces with solid packing compressed between sealing surfaces
    • F16J15/10—Sealings between relatively-stationary surfaces with solid packing compressed between sealing surfaces with non-metallic packing
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type
    • B64D27/18—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type within, or attached to, wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
    • B64D29/02—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings associated with wings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
    • F01D25/162—Bearing supports
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/24—Heat or noise insulation
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Gasket Seals (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本发明涉及一种用于飞行器的推进单元(1)，包括机舱(2)，该机舱包括由挂架(3)支撑的涡轮喷气发动机(8)，该机舱(2)包括：外部护罩(9)，固定的内部结构(4)，其与外部护罩(9)一起限定了环形空间(6)，冷空气流(7)可在环形空间(6)中循环；以及密封环(10)，其定位在固定的内部结构(4)和挂架(3)之间，所述密封环(10)用于将冷挂架区域(11)与热发动机区域(12)分开。根据本发明，推进单元(1)包括通风装置(13)，该通风装置允许冷空气流(7)的冷空气部分(14)偏离至密封环(10)以对其进行通风。

Description

用于飞行器的推进单元
技术领域
本发明涉及一种用于飞行器的推进单元，其包括涡轮喷气发动机机舱、挂架和耐火密封垫圈。
背景技术
如现有技术中已知的，用于飞行器的推进单元，例如冷流推力反向器类型的推进单元，可以包括围绕涡轮喷气发动机的机舱。
机舱的上游部分用于将空气引向涡轮喷气发动机的入口，机舱的下游部分允许高速排放已经通过涡轮喷气发动机的空气，从而允许产生推进飞行器所需的推力。
机舱通常包括外整流罩和内整流罩，外整流罩限定机舱的外部空气动力学轮廓，内整流罩围绕涡轮喷气发动机，这两个整流罩之间的空间限定机舱的冷流道。
内整流罩，通常被称为机舱的“内部固定结构”，或“IFS”，在其下游部分由燃烧气体喷射主喷嘴延伸，允许引导来自涡轮喷气发动机的核心的热空气的离开。
在冷流推力反向器的典型架构中，位于推力反向器的内板IFS与发动机之间的发动机区域，称为核心舱区域，也称为“核心”舱，是火灾分级区域。此外，在正常操作中，该区域经受严酷的热环境，特别是在其下游部分。
为了保护机翼和诸如将推进单元连接到机翼的挂架的系统，并且在安装在机翼下方的情况下，该系统位于涡轮喷气发动机及其机舱上方，必须确保“核心”区域和挂架区域之间的密封，以避免在发生火灾时火焰的任何穿透。
为此目的，在现有技术中已知的是，设置由弹性体制成的密封垫圈，通常称为耐火密封件或防火密封件或挂架密封件，其由内部固定结构承载并支承在挂架(或飞行器桅杆)上。
例如在申请FR2920215中描述的这些密封件通常由几层构成，根据所需强度和弹性体，这些层由相同材料或几种材料制成。弹性体的配方取决于供应商的经验和使用情况。
这些垫圈通常具有球形形状，并具有延伸部或支脚，以确保其支撑在结构上。
因此，挂架垫圈将冷挂架区域与涡轮喷气发动机的热“核心”区域分开。
例如，这些垫圈在长期暴露中经受最高205℃的温度，在短期暴露中经受最高225℃和250℃的温度。
然而，这些高温可能导致在长时间暴露于高温之后，特别是在机舱的下游区域中，导致垫圈的剩磁和机械强度问题。垫圈甚至可能被严重损坏，因此不能长时间承受高于250℃的温度。
发明内容
本发明的目的在于通过提供一种用于飞行器的推进单元来解决所有或部分这些缺点，该推进单元包括位于机舱下游的密封垫圈，该密封垫圈能够长时间地承受高温。
本发明涉及一种用于飞行器的推进单元，该推进单元包括机舱，该机舱包括由挂架支撑的涡轮喷气发动机。机舱包括：
-外整流罩，
-内部固定结构，其与外整流罩一起界定环形空间，冷空气流道可在该环形空间中循环，以及
-密封垫圈，其定位在内部固定结构与挂架之间，所述密封垫圈用于将冷挂架区域与热发动机区域分开。
根据本发明，推进单元包括通风装置，该通风装置允许将一部分冷空气从冷空气流道向上转向到密封垫圈以对其进行通风。
根据一个可能的实施方式，密封垫圈包括由通风装置进行通风的中空部分。
优选地，通风装置通过适于对密封垫圈的内部加压的冷空气流来对密封垫圈的中空部分进行通风。
根据另一可能的实施方式，通风装置对密封垫圈的外表面进行通风。
有利地，通风装置包括横向地穿过内部固定结构的通风通道。通风通道包括通向冷空气流道的冷空气入口和通向通风空间的冷空气出口，该通风空间形成在内部固定结构和挂架之间，并位于密封垫圈附近。
优选地，推进单元包括定位在通风空间内的垫圈支撑件。垫圈支撑件包括紧固到内部固定结构的下部部分、支撑密封垫圈的上部部分、以及空腔，通风通道的冷空气出口通向该空腔。通风装置包括穿过垫圈支撑件的上部部分的至少一个通风孔。冷空气部分在通过通风孔流出之前从通风通道朝向空腔循环。
根据一个可能的实施方式，通风孔穿过垫圈支撑件的横向壁中的一个，以对密封垫圈的外表面进行通风，并且通向热发动机区域。
根据另一可能的实施方式，通风孔穿过垫圈支撑件的上壁。该密封垫圈包括朝向通风孔的孔口，以在空腔与密封垫圈的中空部分之间形成流体连通，从而对密封垫圈的内部进行通风。
根据另一可能的实施方式，通风装置包括在垫圈支撑件的空腔内部的管道，该管道将通风通道连接到通风孔。
优选地，该管道由沿着垫圈支撑件的横向壁中的一个延伸的通道和由形成在垫圈支撑件的上壁下方的支撑空腔形成。该支撑空腔由垫圈支撑件的上壁和附加壁界定。
垫圈支撑件的上壁支撑C形保持元件，从中空部分径向延伸的密封垫的两个延伸部或支脚插入该C形保持元件中。
可替代地，支撑空腔对应于形成在保持元件和垫圈支撑件的上壁之间的空间。该通道通过至少一个通风孔连接到通向密封垫圈内部的支撑空腔。
因此，本发明提供了一种用于飞行器的推进单元，其包括能够长时间承受高温的密封垫圈。
本发明的通风装置使密封垫圈能够承受高于250℃的温度。在这些温度下，垫圈的机械性能没有改变。
本发明提供了一种简单且成本低的解决方案。
其允许使用已知的和成熟的防火垫圈技术，而不会导致在批准新型的非常高温的垫圈方面的成本过高。
通风不仅在正常操作中而且在火灾的情况下对垫圈的强度有益。
通风还参与了核心舱区域(热发动机区域)中的涡轮喷气发动机的通风。
附图说明
根据以下描述并通过查看附图，本发明的其它特征和优点将变得显而易见，其中：
图1是用于飞行器的推进单元的立体图，该推进单元包括由挂架支撑的涡轮喷气发动机机舱；
图2是根据本发明第一实施方式的通风装置的示意图；
图3是示出了根据该实施方式的垫圈支撑件中的通风孔的细节的立体图；
图4是根据本发明第二实施方式的通风装置的示意图；
图5是根据本发明第三实施方式的通风装置的示意图；
图6是根据本发明第四实施方式的通风装置的示意图；
图7是根据本发明第五实施方式的通风装置的示意图。
具体实施方式
图1表示用于飞行器的推进单元1的立体图，该推进单元包括由挂架3或飞行器桅杆支撑的涡轮喷气发动机8和机舱2。
由挂架3、机舱2和涡轮喷气发动机8构成的推进单元1具有在图中左侧的上游(或前)侧和在图中右侧的下游(或后)侧。
箭头30表示的空气由风扇(未示出)吸入空气入口35。
推进单元1包括外部整流罩9，其可以由机罩和内部固定结构4组成，该内部固定结构与外部整流罩9一起限定环形空间6。内部固定结构4是面板的形式。
由风扇(未示出)推动的空气的一部分排放到环形空间6中，在该环形空间中循环有冷空气流道7(或冷流道)。
风扇(未示出)由涡轮喷气发动机8的核心驱动，该核心包括压缩机、燃烧室和涡轮(未示出)。
通过在风扇出口处收集的燃料和空气的燃烧而获得的燃烧气体在已经穿过涡轮之后，喷射穿过由箭头31表示的在气体喷射主喷嘴5与气体喷射锥体34之间的热流道。
该单元是根据纵向轴线A构造和安装的。挂架3使得机舱2和涡轮喷气发动机8能够悬挂到飞行器(未示出)的机翼。
用于喷射由涡轮喷气发动机8的主体排出的燃烧气体的主喷嘴5定位在机舱2的下游(或后部)部分36处。涡轮喷气发动机8的主体安装在发动机舱2的内部固定结构4的内部。
密封垫圈10设置在内部固定结构4和挂架3之间，以将冷挂架区域11与热发动机区域12分开。密封垫圈10压靠在挂架3上，并且更具体地压靠在挂架3的用作支承区域(或垫圈的“平台(landing)”)的侧表面42上。
冷挂架区域11定位在挂架3的侧面上，与此相对地，热发动机区域12位于发动机的核心舱中，该核心舱也称为“核心”舱，该“核心”舱的温度高。
密封垫圈10，通常称为耐火密封垫圈10或挂架垫圈，当其压靠在挂架3上时，负责防护挂架3。
密封垫圈10位于挂架3的长度上，并且特别地偏置在挂架3的后部部分。
通过对称，推进单元1包括布置在挂架3的每一侧上的两个内部固定结构4。
因此，推进单元1包括定位在挂架3的任一侧上的至少两个密封垫圈10。
密封垫圈10包括中空部分19和从中空部分19径向延伸的两个支脚33。在该示例中，中空部分19具有圆柱形形状，但是可以具有不同的形状。
根据本发明，推进单元1包括通风装置13，该通风装置允许将冷空气部分14从冷空气流道7向上转向至密封垫圈10，以对其进行通风并冷却。
该解决方案允许对在正常操作中经受非常高的温度的密封垫圈10或密封垫圈10的部分进行通风。
通风装置13位于挂架3的两侧，以冷却沿挂架3的两个相应侧面42延伸的两个密封垫圈10。
通风装置13优先地定位在机舱的下游。它可以定位在挂架3的整个长度上。通风装置13也可以沿着其它密封垫圈布置，例如沿着位于内部固定结构4上游的密封垫圈布置。
如图2、图4至图7所示，通风装置13包括横向穿过内部固定结构4的至少一个通风通道15。
通风通道15一方面包括通向冷空气流道7的冷空气入口16和通向通风空间18的冷空气出口17，该通风空间18形成在内部固定结构4和挂架3之间，并位于密封垫圈10附近。该通风空间18位于发动机的“核心“室的顶部。
推进单元1包括定位在通风空间18内的垫圈支撑件20。
在该示例中，垫圈支撑件20具有U形的总体形状，但也可具有其它等同的形状。
垫圈支撑件20包括紧固到内部固定结构4的下部部分21、支撑密封垫圈10的上部部分22、以及空腔25，通风通道15的冷空气出口17通向该空腔25。
空腔25沿着内部固定结构4在垂直于图2的平面的方向上延伸。
垫圈支撑件20根据垂直于图2平面的方向X延伸。
通风装置13包括位于垫圈支撑件20的上部部分22的至少一个通风孔24。
因此，收集在冷空气流道7中的冷空气部分14可在通过通风孔24流出并对密封垫圈10进行通风之前从通风通道15朝向空腔25循环。
垫圈支撑件20的空腔25由定位在热发动机区域12的侧面上的第一横向壁26、由定位在冷挂架区域11的侧面上的第二横向壁27以及由上壁37界定。
热垫39借助于紧固到垫圈支撑件20的保持元件40沿着内部固定结构4保持在热发动机区域12的一侧上。
根据图2和3所示的第一实施方式，通风孔24穿过垫圈支撑件20的第一横向壁26，以对密封垫圈10的外表面23进行通风，并通向热发动机区域12。
图7中示出了另一实施方式。可以将出口点(通风孔24)放置在挂架3的侧面上。通风孔24通向冷挂架区域11。
然后，通风孔24穿过垫圈支撑件20的第二横向壁27，以对密封垫圈10的外表面23进行通风并通向冷挂架区域11。
与这些实施方式无关，在该示例中，通风孔24具有根据方向X延伸的椭圆形状，但是可以具有不同的形状。
通风孔24也根据该方向X沿着垫圈支撑件20的第一横向壁26或第二横向壁27并排地均匀分布，并且位于垫圈支撑件20的上壁37附近。
密封垫圈10设置在垫圈支撑件20的上壁37上。
在空腔25内部的垫圈支撑件20的上壁37的底部以及甚至垫圈支撑件20也是经通风的，从而通过热传导冷却密封垫圈10。
垫圈支撑件20以基本上紧密的方式紧固到内部固定结构4。
有利地，该空腔25通过仅保持校准的出口点(通风孔24)而密封。这些校准的出口点可以同化到短笛件(piccolo)，并沿着要保护的部分分布。
空气流可以仅通过通风孔24流出。
因此，可以借助于冷空气流道7在该空腔25中保持过压。
或者，通风空气可以通过定位在垫圈支撑件20的第二横向壁27上的通风孔24排放到冷挂架区域11中。
根据图4所示的另一实施方式，通风孔24穿过垫圈支撑件20的上壁37。
该密封垫圈10包括朝向通风孔24的孔口28，以在空腔25与密封垫圈10的中空部分19之间形成流体连通，从而对密封垫圈10的内部进行通风。
优选地，密封垫圈10的中空部分19通过足以对密封垫圈10的内部加压的冷空气流进行通风。
通风装置13还可包括在垫圈支撑件20的空腔25内部的至少一个管道29，其将通风通道15连接到通风孔24。
根据图5所示的另一实施方式，管道29由沿着垫圈支撑件20的横向壁26、27中的一个延伸的通道30和形成在垫圈支撑件20的上壁37下方的支撑空腔31形成。
支撑空腔31由附加壁38和由垫圈支撑件20的上壁37界定。
支撑空腔31根据方向X沿垫圈支撑件20延伸。
在该示例中，通风孔24穿过垫圈支撑件20的第一横向壁26，以对密封垫圈10的外表面23进行通风，并且通向热发动机区域12。
通风通道15连接到垫圈支撑件20的通道30，该通道30连接到支撑空腔31。这允许获得具有减小尺寸的空腔，从而增加冷空气部分14的压力和通风的有效性。
保持元件40允许在通风孔24的出口处朝向密封垫圈10的外表面23引导气流。
更具体地，保持元件40包括定位成面向通风孔24的外突起41。
在出口处的空气射流的方向选择成在热发动机区域12和密封垫圈10的球形之间产生薄膜。
垫圈支撑件20的上壁37包括C形保持元件32，密封垫圈10的两个支脚33插入该C形保持元件中。
保持元件32的C形形状允许由于C的圆度获得康达效应，并将气流引向密封垫圈10。
根据图6所示的另一实施方式，支撑空腔31对应于形成在C形保持元件32和垫圈支撑件20的上壁37之间的空间。这允许获得具有减小尺寸的空腔，从而增加冷空气部分14的压力和通风的有效性。
通道30通过至少一个通风孔24连接到通向密封垫圈10内部的支撑空腔31。
通风通道15连接到垫圈支撑件20的通道30，该通道30连接到通向密封垫圈10内部的支撑空腔31。
可替代地，并且取决于推进单元的架构，可以将该通风与用于其它部件的通风共享，典型地，IFS上的“减震器”金属配件的通风。
在通风空气在热发动机区域12(核心舱)中排出的情况下，该空气流参与发动机的整体通风。
根据另一变型(未示出)，挂架42的壁局部地包括热屏蔽件，以使通过朝向垫圈支承区域传导的热供应最小化。

Claims (9)

1.一种用于飞行器的推进单元(1)，所述推进单元(1)包括机舱(2)，所述机舱(2)包括由挂架(3)支撑的涡轮喷气发动机(8)，所述机舱(2)包括：
-外整流罩(9)，
-内部固定结构(4)，其与所述外整流罩(9)一起界定环形空间(6)，冷空气流道(7)能在所述环形空间(6)中循环，以及
-密封垫圈(10)，其定位在所述内部固定结构(4)与所述挂架(3)之间，所述密封垫圈(10)用于将冷挂架区域(11)与热发动机区域(12)分开，
其特征在于，所述推进单元(1)包括：
-通风装置(13)，其允许将冷空气部分(14)从所述冷空气流道(7)向上转向至所述密封垫圈(10)以对所述密封垫圈(10)进行通风，所述通风装置(13)包括横向穿过所述内部固定结构(4)的通风通道(15)，所述通风通道(15)包括通向所述冷空气流道(7)的冷空气入口(16)和通向通风空间(18)的冷空气出口(17)，所述通风空间(18)形成在所述内部固定结构(4)与所述挂架(3)之间，并且位于所述密封垫圈(10)附近，以及
-定位在所述通风空间(18)内的垫圈支撑件(20)，所述垫圈支撑件(20)包括紧固到所述内部固定结构(4)的下部部分(21)、支撑所述密封垫圈(10)的上部部分(22)、以及空腔(25)，其中所述通风通道(15)的所述冷空气出口(17)通向所述空腔(25)，所述通风装置(13)包括穿过所述垫圈支撑件(20)的所述上部部分(22)的至少一个通风孔(24)，所述冷空气部分(14)在通过所述通风孔(24)流出之前从所述通风通道(15)朝向所述空腔(25)循环。
2.根据权利要求1所述的推进单元(1)，其特征在于，所述通风装置(13)包括在所述垫圈支撑件(20)的所述空腔(25)内部的管道(29)，所述管道(29)将所述通风通道(15)连接到所述通风孔(24)。
3.根据权利要求1至2中任一项所述的推进单元(1)，其特征在于，所述密封垫圈(10)包括由所述通风装置(13)通风的中空部分(19)。
4.根据权利要求3所述的推进单元(1)，其特征在于，所述通风装置(13)通过适于对所述密封垫圈(10)的内部加压的冷空气流来对所述密封垫圈(10)的所述中空部分(19)进行通风。
5.根据权利要求3或4中任一项所述的推进单元(1)，其特征在于，所述通风孔(24)穿过所述垫圈支撑件(20)的上壁(37)，所述密封垫圈(10)包括面向所述通风孔(24)的孔口(28)，以在所述空腔(25)与所述密封垫圈(10)的所述中空部分(19)之间形成流体连通，以对所述中空部分(19)的内部进行通风。
6.根据权利要求2至5中任一项所述的推进单元(1)，其特征在于，所述管道(29)由沿着所述垫圈支撑件(20)的横向壁(26，27)中的任一个延伸的通道(30)和由形成在所述垫圈支撑件(20)的所述上壁(37)下方的支撑空腔(31)形成，所述支撑空腔(31)由所述垫圈支撑件(20)的所述上壁(37)和由附加壁(38)界定。
7.根据权利要求2至5中任一项所述的推进单元(1)，其特征在于，所述垫圈支撑件(20)的所述上壁(37)支撑C形保持元件(32)，所述密封垫圈(10)的从所述中空部分(19)径向延伸的两个支脚(33)插入所述C形保持元件中，所述支撑空腔(31)对应于形成在所述保持元件(32)与所述垫圈支撑件(20)的所述上壁(37)之间的空间，所述通道(30)通过至少一个通风孔(24)连接到通向所述密封垫圈(10)内部的所述支撑空腔(31)。
8.根据权利要求1至2中任一项所述的推进单元(1)，其特征在于，所述通风装置(13)对所述密封垫圈(10)的外表面(23)进行通风。
9.根据权利要求8所述的推进单元(1)，其特征在于，所述通风孔(24)穿过所述垫圈支撑件(20)的所述横向壁(26，27)中的一个，以对所述密封垫圈(10)的所述外表面(23)进行通风。
CN201880069434.3A 2017-10-26 2018-10-26 用于飞行器的推进单元 Active CN111279103B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR17/60091 2017-10-26
FR1760091A FR3072908B1 (fr) 2017-10-26 2017-10-26 Ensemble propulsif pour aeronef
PCT/FR2018/052660 WO2019081864A1 (fr) 2017-10-26 2018-10-26 Ensemble propulsif pour aéronef

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN111279103A true CN111279103A (zh) 2020-06-12
CN111279103B CN111279103B (zh) 2022-01-07

Family

ID=60627879

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201880069434.3A Active CN111279103B (zh) 2017-10-26 2018-10-26 用于飞行器的推进单元

Country Status (6)

Country Link
US (1) US11292580B2 (zh)
EP (1) EP3701171B1 (zh)
CN (1) CN111279103B (zh)
FR (1) FR3072908B1 (zh)
RU (1) RU2762440C2 (zh)
WO (1) WO2019081864A1 (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116464573A (zh) * 2022-01-19 2023-07-21 通用电气公司 密封组件和密封方法

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11492925B2 (en) * 2018-10-03 2022-11-08 Rohr, Inc. Magnetic fire seal for aircraft nacelle
FR3103787A1 (fr) * 2019-12-03 2021-06-04 Airbus Operations Carénage arrière de mât de moteur d’aéronef à bouclier thermique multicouche.
FR3111670B1 (fr) * 2020-06-19 2022-09-09 Safran Barrière anti-feu entre deux pièces
FR3128206A1 (fr) 2021-10-14 2023-04-21 Safran Nacelles Ensemble arrière pour nacelle de turboréacteur
FR3133655B1 (fr) * 2022-03-17 2024-03-08 Safran Nacelles Joint d’étanchéité comprenant une succession de zones avec et sans revêtement de matière anti-friction

Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH04334728A (ja) * 1991-05-07 1992-11-20 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 超音速機用ジェットエンジンの冷却用空気製造装置
EP1300335A1 (fr) * 2001-10-05 2003-04-09 Airbus France Aéronef à carénage ventral et joint pour un tel aéronef
US20050005607A1 (en) * 2003-05-27 2005-01-13 Snecma Moteurs System for sealing the secondary flow at the inlet to a nozzle of a turbomachine having a post-combustion chamber
CN1816682A (zh) * 2003-07-04 2006-08-09 石川岛播磨重工业株式会社 涡轮罩片
CN2928682Y (zh) * 2006-06-06 2007-08-01 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种可调的发动机前罩圈
US20080191427A1 (en) * 2007-02-09 2008-08-14 Honeywell International Inc. Combination mismatched metal-to-metal seal and o-ring seal with vent hole in between for high temperature and high pressure environment
CN101479455A (zh) * 2006-06-27 2009-07-08 空中客车法国公司 用于飞行器的涡轮喷气发动机
US20090297342A1 (en) * 2006-12-27 2009-12-03 General Electric Company Gas turbine engine having a cooling-air nacelle-cowl duct integral with a nacelle cowl
CN101769379A (zh) * 2010-03-23 2010-07-07 南京林业大学 有源型自适应控制机械密封装置及控制方法
CN101918275A (zh) * 2007-12-03 2010-12-15 空中巴士运作简易股份有限公司 一种具有热气散热部件的飞行器发动机舱
CN202811083U (zh) * 2012-07-18 2013-03-20 中航商用航空发动机有限责任公司 密封件
FR3024435A1 (fr) * 2014-07-31 2016-02-05 Airbus Operations Sas Capot de soufflante pliable guide, pour ensemble moteur d'aeronef

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2910209A (en) * 1953-08-18 1959-10-27 Walter K Nelson Sealer strips
RU2008480C1 (ru) * 1988-10-03 1994-02-28 Гришин Александр Николаевич Силовая установка
US5332239A (en) * 1993-01-22 1994-07-26 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration High-temperature, bellows hybrid seal
RU2053399C1 (ru) * 1993-04-16 1996-01-27 Лев Кузьмич Хохлов Газотурбинная установка
FR2736685B1 (fr) * 1995-07-13 1997-09-12 Aerospatiale Statoreacteur pour aeronef a vol supersonique et/ou hypersonique
US7845159B2 (en) * 2006-08-31 2010-12-07 General Electric Company Heat pipe-based cooling apparatus and method for turbine engine
FR2914957B1 (fr) * 2007-04-13 2012-05-11 Aircelle Sa Joint notamment pour bord de deviation d'inverseur de poussee a grilles pour avion et support de joint associe
FR2920215B1 (fr) * 2007-08-20 2009-12-04 Aircelle Sa Joint d'etancheite a grande amplitude d'ecrasement
FR2977567B1 (fr) * 2011-07-07 2014-12-26 Airbus Operations Sas Procede de refroidissement d'un plancher de protection thermique d'un carenage aerodynamique arriere d'un mat d'accrochage d'un ensemble propulsif d'aeronef
CN105765204B (zh) * 2013-10-07 2019-07-30 罗尔公司 具有金属和复合构造的混合式内部固定结构
US9845733B2 (en) * 2015-10-06 2017-12-19 Rohr, Inc. Fire seal for use with a gas turbine engine
US10247021B2 (en) * 2016-12-07 2019-04-02 Rohr, Inc. High temperature seals for blanketless inner fixed structure
US11492925B2 (en) * 2018-10-03 2022-11-08 Rohr, Inc. Magnetic fire seal for aircraft nacelle

Patent Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH04334728A (ja) * 1991-05-07 1992-11-20 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 超音速機用ジェットエンジンの冷却用空気製造装置
EP1300335A1 (fr) * 2001-10-05 2003-04-09 Airbus France Aéronef à carénage ventral et joint pour un tel aéronef
US20050005607A1 (en) * 2003-05-27 2005-01-13 Snecma Moteurs System for sealing the secondary flow at the inlet to a nozzle of a turbomachine having a post-combustion chamber
CN1816682A (zh) * 2003-07-04 2006-08-09 石川岛播磨重工业株式会社 涡轮罩片
CN2928682Y (zh) * 2006-06-06 2007-08-01 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种可调的发动机前罩圈
CN101479455A (zh) * 2006-06-27 2009-07-08 空中客车法国公司 用于飞行器的涡轮喷气发动机
US20090297342A1 (en) * 2006-12-27 2009-12-03 General Electric Company Gas turbine engine having a cooling-air nacelle-cowl duct integral with a nacelle cowl
US20080191427A1 (en) * 2007-02-09 2008-08-14 Honeywell International Inc. Combination mismatched metal-to-metal seal and o-ring seal with vent hole in between for high temperature and high pressure environment
CN101918275A (zh) * 2007-12-03 2010-12-15 空中巴士运作简易股份有限公司 一种具有热气散热部件的飞行器发动机舱
CN101769379A (zh) * 2010-03-23 2010-07-07 南京林业大学 有源型自适应控制机械密封装置及控制方法
CN202811083U (zh) * 2012-07-18 2013-03-20 中航商用航空发动机有限责任公司 密封件
FR3024435A1 (fr) * 2014-07-31 2016-02-05 Airbus Operations Sas Capot de soufflante pliable guide, pour ensemble moteur d'aeronef

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116464573A (zh) * 2022-01-19 2023-07-21 通用电气公司 密封组件和密封方法
CN116464573B (zh) * 2022-01-19 2024-03-26 通用电气公司 密封组件和密封方法

Also Published As

Publication number Publication date
FR3072908B1 (fr) 2021-02-26
EP3701171B1 (fr) 2021-12-01
RU2020113026A (ru) 2021-11-26
RU2020113026A3 (zh) 2021-11-26
CN111279103B (zh) 2022-01-07
RU2762440C2 (ru) 2021-12-21
US11292580B2 (en) 2022-04-05
FR3072908A1 (fr) 2019-05-03
WO2019081864A1 (fr) 2019-05-02
US20200262539A1 (en) 2020-08-20
EP3701171A1 (fr) 2020-09-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN111279103B (zh) 用于飞行器的推进单元
US6585191B2 (en) Air inlet cowl for a jet engine, provided with deicing means
US9097134B2 (en) Air cooling design for tail-cone generator installation
US7857257B2 (en) Aircraft thermal management system with reduced exhaust re-ingestion
EP3187718B1 (en) Core compartment ventilation devices for nacelles of gas turbine engines for cooling a core compartment of a gas turbine engine
US8522529B2 (en) Propulsion unit for aircraft with heat exchanger having front inlet faces for cooling air flow and hot air flow
US8371522B2 (en) Device for cooling hot gas to be discharged from an aircraft
US9435224B2 (en) Method for cooling a thermal protection floor of an aft aerodynamic fairing of a structure for mounting an aircraft propulsion system
US10077113B2 (en) Engine cowl incorporating an equipment ventilation circuit
JP6681749B2 (ja) 高温空気の機体張り付き対策構造および航空機
US20150246731A1 (en) Engine pylon of aircraft and aircraft
US11098649B2 (en) Self-regulating back-side pressurization system for thermal insulation blankets
US20130247538A1 (en) Oil discharge device and turbomachine comprising such a device
US11542026B2 (en) Aircraft propulsion unit and method for ventilating an engine enclosure
US9945249B2 (en) Ventilation of a piece of electronic equipment of a turbomachine
US20120318380A1 (en) Turbojet engine nacelle provided with a cooling assembly for cooling a component
US8943793B2 (en) Rear section of aircraft nacelle and nacelle equipped with such rear section
US11827373B2 (en) Aircraft engine exhaust systems enabling reduced length aft strut fairings
US20240317418A1 (en) Propulsion assembly comprising a fuel conditioning system positioned behind a debris ejection zone, aircraft comprising at least one such propulsion assembly
Dorobat et al. Turboprop engine nacelle optimization for flight increased safety and pollution reduction

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant