CN111479998A

CN111479998A - 包括处于六点钟位置的组件箱式结构的用于飞行器的推进单元

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Publication number: CN111479998A
Application number: CN201880080346.3A
Authority: CN
Inventors: 帕特里克·博利奥
Original assignee: Safran Nacelles SAS
Current assignee: Safran Nacelles SAS
Priority date: 2017-12-13
Filing date: 2018-12-13
Publication date: 2020-07-31
Anticipated expiration: 2038-12-13
Also published as: EP3724481A1; WO2019115960A1; FR3074853B1; US11313323B2; CN111479998B; EP3724481B1; US20200309065A1; FR3074853A1

Abstract

本发明涉及一种用于飞行器的推进单元，包括具有D形结构的机舱，机舱容纳具有可移动叶片的推力反向装置，该机舱包括两个D形半结构(117a，117b)，每个D形半结构包括外部反向器半机罩(129a，129b)。本发明的推进单元的特征在于，其包括以下游悬臂方式附接至涡轮喷气发动机风扇壳体的组件箱式结构(147)，所述箱式结构包括引导偏转叶片的两个导轨、在组件箱式结构与D形半结构(117a，117b)的六点钟位置处的半梁之间的锁定装置，所述组件箱式结构(147)布置在推进单元中，使得组件箱式结构的引导叶片的导轨位于附接至风扇壳体的引导叶片的六点钟位置上的导轨的延续部内，以确保所述导轨之间的连续性。

Description

包括处于六点钟位置的组件箱式结构的用于飞行器的推进单元

技术领域

本发明涉及用于飞行器的推进单元。

背景技术

飞行器由多个推进单元移动，每个推进单元包括容纳在机舱中的涡轮喷气发动机。参照图1，其示出了现有技术的推进单元1。推进单元1包括机舱3和涡轮喷气发动机5，例如双流式类型的涡轮喷气发动机，能够经由旋转风扇的叶片产生热气流(也称为主流)和冷气流(也称为次流)，该冷气流通过形成在机舱的两个同心壁之间的环形通道(也称为流路径)在涡轮喷气发动机外部循环。主流和次流在机舱的后部从涡轮喷气发动机喷出。

该机舱3通常具有管状结构，包括位于涡轮喷气发动机5上游的上游段或进气道7、用于围绕涡轮喷气发动机的风扇的中间段9、用于围绕涡轮喷气发动机的燃烧室的下游段11，该下游段嵌入推力反向装置，并且能够由位于涡轮喷气发动机下游的喷嘴终止。

下游段11通常具有包括外部机罩13的外部结构，该外部机罩与被称为“内部固定结构”(IFS)的同心内部结构(在图1中不可见)一起限定用于引导冷气流的环形流路径。

内部结构限定环形流路径的内部部分，并且通常包括两个半壳，该两个半壳经由锁定装置“在六点钟方向”连接在一起。

通常，机舱3经由也称为反应器杆的悬挂挂架15连接到飞行器的机翼(未示出)。

在飞行器着陆过程中，推力反向装置通过将由涡轮喷气发动机产生的大部分推力向前重新定向而提高其制动能力。

在这个阶段，反向器通常阻碍冷气流的流路径，并将冷气流引向机舱前方，除了飞行器轮子的制动之外还产生反推力。实现冷空气流的这种重新定向的装置根据推力反向器的类型而变化。

一种常见的构造是所谓的“叶栅”推力反向器。

在这种类型的推力反向器中，下游段的外部机罩13是滑动的。该滑动机罩的下游平移允许露出推力反向器叶栅，从而使冷流的流路径与机舱的外部连通。

外部机罩13的平移还允许在冷流的流路径中展开阻挡翻板。因此，通过阻挡翻板和推力反向器叶栅的组合作用，冷流被重新引导到机舱的前方。

如上所述，推力反向装置容纳在机舱的下游段中。对于下游段主要存在三种类型的已知结构构造，即分别被称为“C形”结构(或C型管)、“D形”结构(或D型管)、“O形”结构(或O型管)的结构。

在以下描述中，为了更好地阅读，表述“D形结构机舱”限定了“其下游段具有D形结构的机舱”。这同样适用于“C形结构机舱”或“O形结构机舱”。同样，术语“D形结构”限定了机舱的下游段的结构构造。这同样适用于“C形结构”或“O形结构”。

O形结构机舱(图中未示出)包括整体的环形外部机罩，而C形结构具有两个外部半机罩13a、13b，在图2中可见，图2示出了在打开以维护期间的推进单元1。

在O形或C形结构中，整体环形外部机罩或外部半机罩平移地安装在导轨上，该导轨布置在推进单元的悬挂挂架的任一侧上。由O形结构的整体环形外部机罩或由C形结构的外部半机罩限定的外部机罩在其导轨的水平上被引导，该导轨安装在机舱中的十二点钟位置。

为了接近C形结构机舱的涡轮喷气发动机，最初在六点钟位置锁定在一起的两个半机罩13a、13b在机舱运行时首先解锁，然后这些机罩随后围绕与挂架的纵向轴线基本重合的轴线以“蝶形”打开，然后在第三步骤中，解锁形成下游段的内部结构的两个半壳16a、16b，然后在第四步骤中，两个半壳16a、16b围绕与机舱的纵向轴线平行的轴线以“蝶形”打开。

为了接近O形结构机舱的涡轮喷气发动机，首先，整体环形外部机罩滑动到机舱的下游，然后，在第二步骤中，解锁形成下游段的内部结构的两个半壳，然后，在第三步骤中，两个半壳围绕与机舱的纵向轴线平行的轴线以“蝶形”打开。

可以理解，C形或O形结构的主要缺点是接近涡轮喷气发动机以进行维护操作所需的时间很长。同样，接近涡轮喷气发动机所需的步骤数也很高。

现有技术的已知解决方案是使用具有D形结构下游段的机舱。

图3示出了包括机舱3的推进单元1，该机舱的下游段11是D形结构17。

在D形结构机舱中，机舱的下游段的内部结构和外部结构经由被称为分支的两个连接岛状物彼此固定。分支分别布置在被称为“十二点钟”(上分支)和“六点钟”(下分支)的位置。

D形结构包括两个D形半结构，在分支处的六点钟位置彼此连接，并且围绕与挂架15的纵向轴线基本重合的轴线枢转地安装。

参照图4，其中示出了图2中D形结构机舱的D形半结构17a。将要描述的第一D形半结构17a的构造与形成D形结构的第二半结构相同。组成D形半结构17a并由后缀“a”标识的元件可以在以下描述中以后缀“b”再次使用以表示组成D形半结构17b的元件，其通过半结构17a相对于机舱的平面(LV)的对称而获得。

在D形结构中，D形半结构17a包括内部半结构19a，其在十二点钟位置固定到十二点钟半分支21a，并且在六点钟位置固定到六点钟半分支23a。

在十二点钟半分支21a上安装有十二点钟半梁25a，并且在六点钟半分支23a上安装有六点钟半梁27a。

每个半梁25a、27a支撑外部半机罩29a的滑动导轨(图3中不可见)，该滑动导轨平移地安装在每个六点钟半梁和十二点钟半梁上。由两个外部半机罩形成的平移外部机罩被称为“平移机罩”。因此，在D形结构中，平移外部机罩在其安装在六点钟位置和十二点钟位置的导轨的水平处被平移地引导。

接近D形结构机舱的涡轮喷气发动机通过以下获得：首先，最初在六点钟位置锁定在一起的两个D形半结构在机舱运行时解锁，然后其次围绕与挂架的纵向轴线基本上重合的轴线以“蝶形”打开这些D形半结构。

通过计划使内部半结构19a固定到外部半机罩29a，D形半结构的蝶形打开仅允许两次接近涡轮喷气发动机。因此，与C形或O形结构相比，减少了接近涡轮喷气发动机的干预时间。

在具有叶栅的推力反向器的情况下，确保冷流的重定向的叶栅能够平移地移动。在推力反向器中提供平移叶栅的事实允许减小机舱的长度，并因此限制其质量和阻力。

实际上，当机舱以直接喷射方式运行时，叶栅容纳在由环形空间限定的环形包线中，该环形空间包括在涡轮喷气发动机的风扇壳体与机舱的风扇机罩之间，并围绕风扇壳体。

在具有平移叶栅的推力反向器的这种构造中，连接装置设置在将叶栅叶片支撑在其下游部分中的下游框架和反向器外部机罩(由O形结构的环形整体外部机罩和由C形或D形结构的两个外部半机罩形成)之间。当反向器外部机罩在机舱的下游移位时，由于连接装置，叶栅叶片与外部机罩一致地移位。当反向器外部机罩已经到达其展开位置时，叶栅叶片不再容纳在环形包线中，而是暴露于在流路径中循环的次气流。然后，由反向翻板阻挡的次气流被叶栅叶片转向。

在C形或O形结构机舱中，叶栅的平移通过以下来获得：在支撑滑动机罩的导轨的延伸部中设置用于引导叶栅的至少两个导轨，该导轨沿着挂架布置在十二点钟位置；以及设置用于引导叶栅的至少两个导轨，该导轨布置在风扇壳体上的六点钟位置，并且与风扇壳体的下游端以边对边的方式终止。叶栅具有设计成在用于引导叶栅的导轨中滑动的滑动件。

在有利的构造中，当叶栅叶片展开时其确保力传递的连续性，用于引导叶栅的六点钟导轨在风扇壳体的下游延伸。

参照图5，其示出了图2的推进单元1，其中机舱是C形结构机舱。

在图5中，为了更好的可视性，机舱的风扇机罩已经被移除。

用于引导叶栅的六点钟导轨35固定在风扇壳体37上，并且在风扇壳体37的下游延伸。环形圈39安装在风扇壳体37的下游，以支撑用于引导叶栅的六点钟导轨35的延伸部分。根据未示出的替代方案，用于引导叶栅的六点钟导轨可以在风扇壳体的下游悬臂地延伸。这种六点钟导轨的相同布置可以在O形结构机舱上操作。

在D形结构机舱中，用于引导风扇壳体下游的叶栅的六点钟导轨的延伸目前是不可能的。

实际上，如图6所示，示出了D形结构机舱的推进单元1的六点钟区域，用于引导叶栅的六点钟导轨41安装在六点钟半梁27a的外侧上，该六点钟半梁27a安装在连接内部半结构19a的六点钟半分支23a上。用于引导叶栅的六点钟导轨也安装在第二六点钟半梁(不可见)的外侧上，该第二六点钟半梁安装在第二六点钟半分支(不可见)上。

在以蝶形打开D形半结构(根据图6中所示的箭头)以对涡轮喷气发动机进行维护操作期间，用于引导叶栅的六点钟导轨41在风扇壳体37下游的延伸部导致用于引导叶栅的六点钟导轨41与机舱的两个六点钟半梁之间的干涉。

同样，现有技术的未示出的解决方案，根据该解决方案，用于引导叶栅的六点钟导轨安装在每个六点钟半梁的内部，当将叶栅移位到机舱的下游时，将导致叶栅的滑动件和两个六点钟半梁之间的干涉。

发明内容

本发明的目的是克服现有技术的缺点，也就是说，提供一种用于飞行器涡轮喷气发动机的机舱，其具有下游D形结构，包括具有可移动叶栅的推力反向器，其用于引导叶栅的六点钟导轨在涡轮喷气发动机的风扇壳体的下游延伸。

为此目的，本发明涉及一种用于飞行器的推进单元，其包括支撑涡轮喷气发动机的机舱，所述机舱包括：

-上游进气道段；

-中间段，其位于所述上游段的下游延伸部中，包括风扇机罩，包括在风扇机罩与涡轮喷气发动机的风扇壳体之间的环形空间限定了环形包线；

-嵌入推力反向器装置的D形结构下游段，所述D形结构下游段包括在缩回位置和展开位置之间可移动的叶栅叶片，根据所述缩回位置，叶栅容纳在中间段的所述环形包线中，根据所述展开位置，所述叶栅移位到所述环形包线的下游，所述D形结构下游段包括两个D形半结构，每个D形半结构包括：

·外部半机罩，其在致动装置的启动期间沿着推进单元的基本纵向轴线在缩回位置和展开位置之间平移地可移动，缩回位置确保与风扇机罩和环形流路径的空气动力学连续性，以用于机舱以直接喷射的操作，展开位置打开机舱中的环形通道，以用于机舱以反向喷射的操作；

·在叶栅叶片与所述外部半机罩之间的连接装置，其布置成使得在所述致动装置的启动过程中，叶栅叶片与所述外部半机罩一致地移位；

·六点钟半分支；

·内部半结构，所述内部半结构在机舱运行时限定机舱的环形流路径的内部部分，所述内部半结构通过所述六点钟半分支连接至所述外部半机罩；

·安装在六点钟半分支上的六点钟半梁，其在外部半机罩的平移中支撑滑动导轨；

·至少两个六点钟导轨，用于引导叶栅叶片，并固定至涡轮喷气发动机的风扇壳体；

所述推进单元的显著之处在于，其包括组件箱，组件箱相对于所述风扇壳体悬臂地安装在下游并且直接固定到所述风扇壳体，所述组件箱包括：

-至少两个导轨，用于引导叶栅叶片，

-在所述组件箱和每个D形半结构的每个六点钟半梁之间的锁定装置，

所述组件箱布置在推进单元中，使得所述组件箱的用于引导叶栅的导轨位于固定在风扇机罩上的用于引导叶栅的六点钟导轨的延伸部中，以确保所述组件箱的用于引导叶栅的导轨与固定在风扇机罩上的用于引导叶栅的六点钟导轨之间的连续性。

因此，通过提供一种组件箱，该组件箱设置有用于引导叶栅的导轨，该导轨位于固定在风扇壳体上的用于引导叶栅的六点钟导轨的延伸部中，所述箱相对于所述风扇壳体悬臂地安装在下游，并且包括在所述箱和每个D形半结构的每个六点钟半梁之间的锁定装置，获得一种推进单元，该推进单元：

-机舱是D形结构机舱，其允许在维护操作期间便于接近涡轮喷气发动机，

-推力反向器装置具有平移叶栅，其允许减小机舱的长度，并且因此减小机舱的质量和阻力，以及

-用于引导平移叶栅的导轨，其在风扇壳体的下游边缘的下游延伸，这允许确保当叶栅展开时力传递的连续性。

根据本发明的推进单元的可选特征：

-该组件箱包括环形固定凸缘，该环形固定凸缘安装在所述组件箱的上游并确保固定到风扇壳体。这允许风扇壳体在外部机罩展开时很好地吸收由箱体所承受的力；

-组件箱包括环形固定凸缘下游的下游隔室；

-组件箱的下游隔室包括中空的内部空间，以用于涡轮喷气发动机的辅助设备的通过。这允许确保涡轮喷气发动机在这种推进单元中的良好集成；

-组件箱的下游隔室具有基本上为平行六面体的形状。因此，根据本发明的组件箱易于制造；

-组件箱的所述至少两个用于引导叶栅的导轨均集成到组件箱的下游隔室的纵向外壁中；

-组件箱包括底壁，所述底壁确保与两个D形半结构的空气动力学连续性，所述底壁被设计成与围绕机舱流动的外部气流接触；

-两个D形半结构在位于组件箱下游的连接区域处连接在一起。

-所述组件箱与每个D形半结构的每个六点钟半梁之间的锁定装置定位在所述半梁的上游部分，除了在组件箱下游的连接区域的水平处执行的六点钟半梁的直接锁定之外，该锁定装置允许经由组件箱将六点钟半梁锁定在它们之间；

-组件箱的下游隔室的长度包括在D形半结构的六点钟半梁的长度的25％至75％；

-该组件箱包括确保与六点钟半梁密封的密封装置。

附图说明

在阅读了下面的详细说明之后，本发明的其它特征和优点将变得显而易见，为了理解该详细说明，将参考附图，其中：

图1是现有技术的推进单元的等轴视图；

图2示出了在打开机舱以维护涡轮喷气发动机期间现有技术的推进单元；

图3示出了现有技术的推进单元，其配备有D形结构机舱；

图4示出了图3的D形结构机舱的D形半结构；

图5示出了现有技术的推进单元，其配备有C形结构机舱；

图6示出了现有技术的推进单元的六点钟区域，其配备有D形结构机舱；

图7示出了本发明的推进单元的等轴视图，其处于打开位置以维护涡轮喷气发动机；

图8与图7相同，为了更好的可见性，已经移除了机舱的上游段和中间段；

图9以后视图示出了图7的推进单元；

图10以纵向截面示出了本发明的推进单元的六点钟区域，该六点钟区域以机舱的中间段和下游段为中心；

图11是沿图10的线XI-XI的横截面图；

图12从下方观察的等轴视图示出了本发明的推进单元；

图13示出了推进单元的六点钟区域，其以本发明的组件箱为中心。

具体实施方式

在说明书和权利要求书中，术语“上游”和“下游”应理解为相对于由机舱和涡轮喷气发动机形成的推进单元内部的气流的循环，也就是说参考图1的从左到右。

同样地，参照相对于机舱的纵向轴线的径向距离，将以非限制性方式使用表述“内部”和“外部”，表述“内部”定义了径向上更靠近机舱的纵向轴线的区域，与术语“外部”相对。

此外，在说明书和权利要求书中，为了阐明说明书和权利要求书，将参考附图中所示的三面体L、V、T来无限制地采用术语纵向、竖直和横向。

此外，在所有这些图中，相同或相似的附图标记指示相同或相似的构件或构件组。

参照图7至图9，示出了根据本发明的推进单元101。

图7中示出了推进单元101，其处于打开位置以维护涡轮喷气发动机。图8与图7相同，为了更好的可见性，已经移除了机舱的上游段和中间段。图9表示推进单元101的后视图。

推进单元101包括机舱103，机舱具有管状结构，并包括位于涡轮喷气发动机105上游的上游段或进气道107、用于围绕涡轮喷气发动机的风扇并包括风扇机罩110的中间段109、用于围绕涡轮喷气发动机的燃烧室的下游段111，该下游段嵌入推力反向装置，其能够由位于涡轮喷气发动机下游的喷嘴终止。机舱103经由悬挂挂架115连接到飞行器的机翼(未示出)。

下游段111具有D型结构117。D型结构117包括两个D形半结构117a、117b，每个D形半结构包括内部半结构119a、119b，其在十二点钟位置固定到十二点钟半分支121a、121b，并且在六点钟位置固定到六点钟半分支123a、123b。

在十二点钟半分支121a、121b上安装有十二点钟半梁125a、125b，并且在六点钟半分支123a、123b上安装有六点钟半梁127a、127b。

每个半梁125a、125b、127a、127b支撑两个外部半机罩129a、129b的滑动导轨(图7至9中不可见)，该滑动导轨平移安装在每个六点钟半梁和十二点钟半梁上。

具有D型结构117的下游段111包括叶栅叶片(未示出)。

叶栅叶片在缩回位置和展开位置之间可移动，根据缩回位置，叶栅容纳在由包括在涡轮喷气发动机105的风扇机罩110和风扇壳体137之间的环形空间限定的环形包线112(在图8中可见)中，根据展开位置，叶栅移位到环形包线112的下游。

例如由致动器114构成的致动装置安装在风扇壳体137上，并且包括固定到外部半机罩129a、129b的杆。

这些致动装置的启动允许外部机罩129a、129b的移位，该移位一致地引起通过连接装置(未示出)连接到外部半机罩的叶栅叶片的平移移位。

在机舱的直接喷射操作中，半机罩129a、129b处于缩回位置并且确保与风扇机罩110的空气动力学连续性。叶栅叶片处于缩回位置。

在致动装置的启动期间，外部半机罩平移到机舱的下游，直到到达展开位置，展开位置在机舱中打开环形通道，用于机舱以反向喷射的方式操作。由于与外部半机罩的连接装置，叶栅叶片展开到机舱的下游，并且位于因此限定在机舱中的环形通道中。

参照图10和11。图10以纵向截面示出了推进单元101的六点钟区域，其以机舱103的中间段109和下游段111为中心，图11是推进单元101沿图10的线XI-XI的横截面图。

分别安装在六点钟半分支123a、123b上的六点钟半梁127a、127b分别支撑外部半机罩129a、129b的滑动导轨143a、143b。

在风扇壳体137上固定有用于引导叶栅的两个六点钟导轨145a、145b(在图10和11中仅导轨145b可见)。

根据本发明，推进单元101包括相对于风扇壳体137在下游悬臂地安装的组件箱147。

组件箱147例如通过作为组件箱的整体部分的环形固定凸缘149直接固定在风扇壳体137上。

组件箱147的环形固定凸缘149固定至风扇壳体137的下游边缘151。环形固定凸缘确保组件箱147和风扇壳体137之间的力传递。

组件箱147包括用于引导叶栅叶片的两个导轨153a、153b。安装在组件箱147上的用于引导叶栅的导轨153a、153b位于固定在风扇壳体上的用于引导叶栅的六点钟导轨145a、145b的延伸部中。

因此确保了组件箱147的用于引导叶栅的导轨153a、153b与固定在风扇壳体上的用于引导叶栅的六点钟导轨145a、145b之间的连续性。

锁定装置155a、155b安装在组件箱147上；在组件箱和每个D形半结构117a、117b的每个六点钟半梁127a、127b之间。这允许经由组件箱将六点钟半梁锁定在一起。

锁定装置155a、155b定位在半梁127a、127b的上游部分157处。

此外，两个D形半结构117a、117b在位于组件箱147下游的连接区域处经由锁159、161、163连接在一起。

组件箱包括环形固定凸缘149下游的下游隔室165。下游隔室165具有例如基本上平行六面体形状。组件箱的下游隔室的长度包括在D形半结构的半梁127a、127b中的一个的长度的25％和75％之间。

组件箱的用于引导叶栅的导轨153a、153b分别集成到组件箱147的下游隔室165的纵向外壁167a、167b中。

组件箱147还包括底壁169，其确保与两个D形半结构117a、117b的空气动力学连续性，并且设计成与围绕机舱流动的外部气流F接触，如从以下以等轴视图示出推进单元101的图12可以理解的。

参照图13，其示出了推进单元的六点钟区域，该区域以组件箱147为中心。下游隔室165包括中空的内部空间171，其允许涡轮喷气发动机的辅助设备173通过，例如管路、电线或排水管。

组件箱147包括确保与六点钟半梁(127a、127b)密封的密封装置(图中未示出)。密封装置设计和布置在机舱中，以保证推进单元的每个隔室相对于推进单元的外部之间的流体、压力和火的隔离。

不言而喻，本发明不限于仅通过示例性实例在上面描述的该推进单元的实施例，相反，本发明包括涉及所述装置的技术等同物的所有变型以及它们的组合，如果这些变型和组合落入本发明的范围内的话。

Claims

1.一种用于飞行器的推进单元(101)，包括支撑涡轮喷气发动机(105)的机舱(103)，所述机舱(103)包括：

-上游进气道段；

-中间段(109)，所述中间段(109)在所述上游段的下游延伸部中包括风扇机罩(110)，包括在所述风扇机罩(110)与所述涡轮喷气发动机(105)的风扇壳体(137)之间的环形空间限定环形包线(112)；

-嵌入推力反向器装置的D形结构下游段(111)，所述D形结构下游段(111)包括在缩回位置与展开位置之间可移动的叶栅叶片，根据所述缩回位置，叶栅容纳在所述中间段(109)的所述环形包线(112)中，根据所述展开位置，所述叶栅移位到所述环形包线(112)的下游，所述D形下游段(111)包括两个D形半结构(117a，117b)，每个D形半结构包括：

·外部半机罩(129a，129b)，其在致动装置的启动期间沿着所述推进单元(101)的基本纵向轴线在缩回位置与展开位置之间平移地可移动，所述缩回位置确保与所述风扇机罩(110)和环形流路径的空气动力学连续性，以用于所述机舱(103)以直接喷射的操作，所述展开位置打开所述机舱(103)中的环形通道，以用于所述机舱(103)以反向喷射的操作；

·在所述叶栅叶片与所述外部半机罩(129a，129b)之间的连接装置，所述连接装置布置成使得在所述致动装置的启动过程中，所述叶栅叶片与所述外部半机罩(129a，129b)一致地移位；

·六点钟半分支(123a，123b)；

·内部半结构，所述内部半结构在所述机舱(103)运行时限定所述机舱的环形流路径的内部部分，所述内部半结构通过所述六点钟半分支(123a，123b)连接至所述外部半机罩(129a，129b)；

·六点钟半梁(127a，127b)，其安装在六点钟半分支(123a，123b)上，在所述外部半机罩(129a，129b)的平移中支撑滑动导轨(143a，143b)；

·至少两个六点钟导轨(145a，145b)，用于引导所述叶栅叶片并固定至所述涡轮喷气发动机的风扇壳体(137)；

所述推进单元(101)的特征在于，所述推进单元包括组件箱(147)，所述组件箱相对于所述风扇壳体(137)悬臂地安装在下游并且直接固定到所述风扇壳体(137)，所述组件箱(147)包括：

-至少两个导轨(153a，153b)，用于引导所述叶栅叶片，

-锁定装置，所述锁定装置位于所述组件箱(147)和每个D形半结构(117a，117b)的每个六点钟半梁(127a，127b)之间，

所述组件箱(147)布置在所述推进单元(101)中，使得所述组件箱(147)的所述导轨(153a，153b)位于所述六点钟导轨(145a，145b)的延伸部中，所述导轨(153a，153b)用于引导所述叶栅，所述六点钟导轨(145a，145b)的延伸部固定在所述风扇壳体(137)上的用于引导所述叶栅，以确保所述组件箱(147)的所述导轨(153a，153b)与所述六点钟导轨(145a，145b)之间的连续性，所述导轨(153a，153b)用于引导所述叶栅，所述六点钟导轨(145a，145b)固定在所述风扇壳体(137)上的用于引导所述叶栅。

2.根据权利要求1所述的推进单元(101)，其特征在于，所述组件箱(147)包括环形固定凸缘(149)，所述环形固定凸缘安装在所述组件箱(147)的上游并确保固定至所述风扇壳体(137)。

3.根据权利要求1或2中任一项所述的推进单元(101)，其特征在于，所述组件箱(147)包括位于所述环形固定凸缘(149)下游的下游隔室(165)。

4.根据权利要求3所述的推进单元(101)，其特征在于，所述组件箱(147)的下游隔室(165)包括中空的内部空间(171)，以用于所述涡轮喷气发动机(105)的辅助设备(173)的通过。

5.根据权利要求3或4中任一项所述的推进单元(101)，其特征在于，所述组件箱(147)的下游隔室(165)具有基本上平行六面体形状。

6.根据权利要求3至5中任一项所述的推进单元(101)，其特征在于，所述组件箱(147)的用于引导所述叶栅的所述至少两个导轨(153a，153b)均集成到所述组件箱(147)的下游隔室(165)的纵向外壁(167a，167b)中。

7.根据权利要求1至6中任一项所述的推进单元(101)，其特征在于，所述组件箱(147)包括确保与所述两个D形半结构(117a，117b)的空气动力学连续性的底壁(169)，所述底壁(169)设计成与围绕所述机舱(103)流动的外部气流(F)接触。

8.根据权利要求1至7中任一项所述的推进单元(101)，其特征在于，所述两个D形半结构(117a，117b)在位于所述组件箱(147)下游的连接区域处连接在一起。

9.根据权利要求1至8中任一项所述的推进单元(101)，其特征在于，所述组件箱(147)与每个D形半结构(117a，117b)的每个六点钟半梁(127a，127b)之间的锁定装置定位在所述半梁(127a，127b)的上游部分(157)处。

10.根据权利要求3至9中任一项所述的推进单元(101)，其特征在于，所述组件箱(147)的下游隔室(165)的长度包括在所述D形半结构(117a，117b)的六点钟半梁(127a，127b)的长度的25％与75％之间。

11.根据权利要求1至10中任一项所述的推进单元(101)，其特征在于，所述组件箱包括确保与所述六点钟半梁(127a，127b)密封的密封装置。