CN111511644B

CN111511644B - 悬挂装置

Info

Publication number: CN111511644B
Application number: CN201880083085.0A
Authority: CN
Inventors: 安托万·埃利·海勒古阿什; 马克·帕特里克·特斯尼尔
Original assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2017-12-20
Filing date: 2018-12-14
Publication date: 2023-06-27
Anticipated expiration: 2038-12-14
Also published as: FR3075175B1; WO2019122634A1; CN111511644A; EP3728039A1; US20210094695A1; FR3075175A1; EP3728039B1; US11440670B2

Abstract

本发明涉及一种涡轮机的悬挂装置(4)，包括将附接到飞机的固定部分上的机体(15)，一旦悬挂装置(4)连接到涡轮机，则所述机体沿被设计成与涡轮机的发动机轴轴线平行的纵轴线(A)延伸，垂直于机体的纵轴线(A)定位在同一横平面(P)上的第一连杆(28)和第二连杆(29)，每个都包括相对于机体(15)铰接的第一端，以及将铰接在涡轮机的第一部件上的第二端，第三连杆(37)，其在第一和第二连杆(28、29)的第一端之间铰接在机体(15)上，并且将在第一和第二连杆(28、29)的第二端之间铰接在涡轮机的第一部件上，悬挂装置(4)还包括：铰接到机体(15)的方向舵(45)，以及第四连杆(59)和第五连杆(60)，每个都沿一延伸轴(L1、L2)延伸并且每个都包括铰接在吊具(45)上的第一端(61、62)以及将铰接在涡轮机(1)的第二部件上的第二端(63、64)。

Description

悬挂装置

技术领域

本发明涉及用于涡轮发动机的悬挂装置，特别是用于飞机涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机的悬挂装置。

背景技术

以申请人名义的专利申请EN 2 867 155公开了一种通过悬挂组件附接到吊架的涡轮机，所述悬挂组件包括上游悬挂装置和下游悬挂装置。上游悬挂装置附接到一种被附接到风机机壳的中间机壳，下游悬挂装置附接到排气机壳。这两个机壳都是涡轮机的结构元件。

悬挂装置的功能是确保在涡轮机和飞机结构之间的机械力传输。这些力特别地是沿涡轮机X的轴线定向的由涡轮机产生的推力，沿Y轴线定向的横向气动载荷，以及沿Z轴线垂直地定向的涡轮机的重量。X、Y和Z轴线两两正交。

当前需要限制涡轮机的尺寸，同时容纳大量设备。为了能够对这些多种约束做出响应，还必须减小悬挂装置的尺寸。

发明内容

本发明用于以简单、可靠和廉价的方式解决该问题。

为此，本发明涉及一种用于涡轮机的悬挂装置，其包括：

-旨在附接到飞机的固定部件上的机体，一旦悬挂装置连接到涡轮机，所述机体沿旨在与涡轮机的驱动轴轴线平行的纵轴线延伸，

-垂直于所述机体的纵轴线定位在同一横平面上的第一连杆和第二连杆，每个都包括相对于所述机体铰接的第一端，以及旨在铰接在涡轮机的第一部件上的第二端，

-第三连杆，其在第一和第二连杆的第一端之间铰接在所述机体上，并且旨在在第一和第二连杆的第二端之间铰接在涡轮机的第一部件上，

悬挂装置，其特征在于，其进一步包括：

-铰接到机体的方向舵，

-第四连杆和第五连杆，每个都沿一延伸轴延伸并且每个都包括铰接在所述方向舵上的第一端以及旨在铰接在涡轮机的第二部件上的第二端，

-在所述第四和第五连杆的延伸轴和横平面之间的交叉点被定位在第一连杆和第二连杆之间以及沿横向方向定位在第三连杆的两侧上。

参照机体的轴线或涡轮机的轴线限定了周向和径向术语。

机体将被附接到飞机的固定部件，例如飞机的桅杆或吊架。

第一和第二连杆可被设计成承受横向或垂直力。特别地，当一阵风将横向力施加到涡轮机时，可以施加横向力，即朝飞机机体或远离机体水平地定向的力。垂直力主要是由涡轮机的重量引起。

第三连杆可被设计成承受由涡轮机绕其轴线所施加的扭矩。

第四和第五连杆可被设计成承受涡轮机的推力，即沿涡轮机的轴线以及机体定向的推力。

这种装置可以在提供紧凑结构的同时满足涡轮机的应力吸收约束。事实上，第四和第五连杆的特定定向可以限制组件的总体尺寸，从而有助于将周围设备集成在涡轮机上。

悬挂装置可包括具有游隙地连接方向舵和机体的受力设备。

在第四或第五连杆发生故障的情况下，恢复力的设备可以相对于机体保持方向舵。

所述恢复力的设备可包括：

-第一受力销，其具有游隙地连接机体和方向舵的第一区域，以及

-第二受力销，其具有游隙地连接机体和方向舵的第二区域，所述第一和第二受力销定位在机体轴线的两侧上。

可以在每个受力销和所述方向舵之间和/或在每个受力销和所述机体之间形成所述游隙。

优选地，在每个受力销和所述方向舵的相应区域之间形成所述游隙。

所述机体可包括一块旨在被固定到飞机的固定部件并与机体的轴线平行的板，所述机体还包括一根梁，所述梁与所述板的上游区域集成在一起，并且第一和第二连杆铰接在所述梁上。

所述机体还可具有与所述梁相同侧上从所述板的一侧突出的突起，所述突起附接到所述板的下游区域。

因此，所述突起可垂直地向下延伸。所述板可以在水平面中延伸。

所述板可具有一种与机体上的方向舵接头相对的凹陷区域。所述凹陷区域可允许工具通过。

所述第四和第五连杆可能很短，因为当从上方查看时，它们不会延伸超出机体，特别地超出所述板。换句话说，所述第四和第五连杆在所述板的平面中的突起可能主要地被包含在由所述板限定的区域内。这限制了悬挂装置的空间需求。

所述受力销可以安装在所述板中，并且可以与所述板垂直地延伸。

所述受力销可以安装在所述机体的突起中，并且可以与平行于所述板的平面成0°到15°之间的角度延伸。

所述方向舵可以铰接的方式安装在所述机体赘生物上。

所述方向舵可具有至少一个中心开口，所述机体的突起具有至少一个开口，例如无游隙地安装在方向舵和突起的所述开口中的铰链销。

第三连杆可包括第一分支和第二分支，所述分支被布置在它们之间以形成V形，所述两个分支每个都包括与所述分支共用的第一端，所述第一共用端旨在被铰接在涡轮机的第一部件上，每个分支包括铰接在机体上的第二自由端，第一分支的第二端具有游隙地铰接在机体上，第二分支的第二端无游隙地铰接在机体上。

因此，在正常操作中，所述分支的仅一个，即所述第二分支，能够承受由涡轮机产生的扭矩。在所述分支断裂的情况下，游隙被占用，并且代替第二分支，第一分支能够承受由涡轮机产生的扭矩。

因此，第一分支适于形成安全分支。

术语“无游隙地”意味着未提供特定的安全游隙。当然，仍然可能存在组装所需的少量游隙。

所述机体可包括彼此倾斜地延伸的第一分支和第二分支，第一连杆的第一端例如无游隙地铰接到机体的第一分支，第二连杆的第一端例如无游隙地铰接到第二分支。

本发明还可包括一种飞机的推进组件，其特征在于，所述推进组件包括涡轮机，通过上述类型的悬挂装置从飞机的固定部件悬挂所述涡轮机的上游部件，所述悬挂装置属于所述推进组件，并且其中，第一连杆和第二连杆被布置在悬挂装置的上游。

一种沿涡轮机的驱动轴轴线延伸的至少部分圆柱形的机壳可形成涡轮机的第一部件，在所述第一部件上铰接有第一、第二和第三连杆，并且一种沿与涡轮机的驱动轴轴线垂直的平面延伸的至少部分环形机壳可以形成涡轮机的第二部件，在所述第二部件上铰接有第四连杆和第五连杆。

本发明还可涉及一种飞机，其包括例如吊架、涡轮机的固定部件，以及用于从所述固定部件悬挂涡轮机的设备，所述悬挂设备包括上述类型的至少一个悬挂装置或上述类型的至少一个推进组件。

当参考附图阅读作为非限制性示例给出的以下描述时，将更好地理解本发明，并且本发明的其他细节、特征和优点将显而易见。

附图说明

-图1是一种示出根据本发明的通过悬挂组件附接到飞机吊架的涡轮机一部分的示意图，

-图2和5是特别地根据本发明第一实施例的悬挂装置的视图，

-图2是装置的透视图，

-图3是从侧面查看的装置的透视图，

-图4是从下方查看的装置的透视图，

-图5是从上方查看的装置的透视图，

-图6和9是特别地根据本发明第二实施例的悬挂装置的视图，

-图6是装置的透视图，

-图7是从下方查看的装置的透视图，

-图8是从侧面查看的装置的透视图，

-图9是从上方查看的装置的透视图。

具体实施方式

图1显示一具有X轴线驱动轴的涡轮机1，所述X轴线驱动轴使用悬挂组件3安装在飞机挂架2上。所述组件包括上游悬挂装置4和下游悬挂装置5，下游方向为朝在操作过程中通过涡轮机的气流的流动方向。下游悬挂装置5包括一机体6，机体6为具有第一横向端7和第二横向端8的梁的形式，所述第一横向端7和第二横向端8位于穿过涡轮机1的驱动轴的X轴线的垂直平面的两侧上。机体6例如通过螺纹紧固附接到吊架2。梁6的每个横向端7、8都具有一个U形接头，每个U形接头都具有两个间隔开的侧翼。下游悬挂装置5还包括具有第一端10和第二端11的第一连杆9，所述第一端10铰接到机体6的第一横向端7，所述第二端11铰接到涡轮机1的壳体，例如涡轮机1的排气壳体。第一连杆9的第一端10接合在相应U形接头的侧翼之间，并通过未示出的枢轴销铰接，所述枢轴销无游隙地接合在U形接头以及第一连杆9的第一端10中的孔中。术语“无游隙地”意味着未提供特定的游隙。当然，仍然可能存在组装所需的少量游隙。

下游悬挂装置5还包括具有第一端13和第二端14的第一连杆12，所述第一端13铰接到机体6的第一横向端8，所述第二端14铰接到涡轮机的所述壳体。如前所述，第二连杆12的第一端13接合在相应U形接头的侧翼之间，并通过未示出的枢轴销铰接，所述枢轴销无游隙地接合在U形接头以及第二连杆12的第一端13中的孔中。

图1中简单可见的上游悬挂装置4在图2至5中最好地看出。这包括沿与涡轮机1的驱动轴轴线X平行的纵轴线A延伸的机体15。壳体15具有在一平行于壳体15的纵轴线A的平面中延伸的板16，壳体15具有从板16的下游区域垂直地延伸，即相对于涡轮机1的驱动轴轴线X沿径向向内延伸的突起17。板16具有一个凹陷区域18以及用于使螺钉接合以将板16附接到飞机挂架2的诸19。

U形接头从所述突起17延伸，所述U形接头由彼此间隔开的两个侧翼20形成。侧翼20沿机体15的A轴线向上游并沿径向向内延伸。侧翼20优选与板16的平面形成15°到45°之间的角度。

与板16的上游区域结合制成的梁25包括定位在板16的横向边缘并在垂直于机体15的轴线A的平面中在轴线A的任一侧延伸的第一分支21和第二分支22。每个分支21、22均沿径向向内和与另一分支相对地横向地延伸。

每个分支21、22的自由端，即每个分支21、22的径向内端，均具有由彼此偏移的两个侧翼23、24形成的U形接头。

梁25具有一中间部件，其该中间部件上形成有被定位在机体15的轴线A的任一侧上的第一U形接头26和第二U形接头27。如前所述，每个U形接头26、27均由彼此偏移的两个侧翼形成。

该悬挂装置还包括第一连杆28和第二连杆29，每个都具有第一端30、31或上端，以及第二端32、33或下端。第一连杆28的第一端30接合在第一分支21的U形接头的侧翼23之间，并通过未示出的枢轴销铰接在所述U形接头上，所述枢轴销无游隙地接合在所述侧翼23和所述第一连杆28的孔34中。第二连杆29的第一端31接合在第二分支22的U形接头的侧翼24之间，并通过未示出的枢轴销铰接在所述U形接头上，所述枢轴销无游隙地接合在所述侧翼24和所述第二连杆29的孔35中。

特别是，第一和第二连杆28、29的第二端32、33通过未示出的枢轴销铰接在涡轮机1的机壳上，所述枢轴销接合在所述连杆28、29的第二端32、33的孔36中。所述枢轴销与机体15的轴线平行。

上游悬挂装置4还包括第三连杆37，所述第三连杆包括第一分支38和第二分支39，所述分支38、39被布置在一起以形成V形。所述分支38、39每个都具有与所述分支38、39共用的第一端40或下端，每个分支38、39都具有第二端41、42(图4)或上端。

特别是，第一共用端40通过一枢轴销铰接到涡轮机1的机壳，所述枢轴销无游隙地接合在第一端40的孔43中。所述枢轴销平行于机体轴线15。

第一分支38的第二端41通过枢轴销具有游隙地铰接到梁25的中间部件的第一U形接头26，所述枢轴销无游隙地接合在第一分支38的第二端41和梁25的中间部件的第一U形接头26的侧翼的孔44中。

第二分支39的第二端42通过枢轴销具有游隙地铰接到梁25的中间部件的第二U形接头27，所述枢轴销无游隙地接合在第一分支39的第二端42和梁25的中间部件的第二U形接头27的侧翼的孔中。

上述的枢轴销与机体15的轴线平行。

上游悬挂装置4还具有方向舵45。方向舵45沿与机体15的轴线垂直的轴线延伸，并且具有定位在机体15的轴线的任一侧上的第一横向端46和第二横向端47，以及中间区域48。第二方向舵45的中间部件48接合在机体15的突起17的U形接头的侧翼20之间，并通过一未示出的枢轴销铰接在所述U形接头上，所述枢轴销无游隙地接合在所述侧翼和所述中间部件48的孔49中。该枢轴销相对于垂直轴线(即垂直于板16的平面的轴线)倾斜一个优选在15°与45°之间的角度。

板16的凹陷区域18与机体15上的方向舵连杆45相对。工具可通过凹陷区域18。

方向舵45还包括分别从方向舵45的第一横向端46和第二横向端47向下游延伸的第一指50和第二指51。第一受力销52无游隙地接合在板16中，并且具有游隙地接合在方向舵45的第一指50中。第二受力销53无游隙地接合在板16中，并且具有游隙地接合在方向舵45的第一指51中。

每个受力销52、53都具有停靠在板16的上表面上的扩大的头部54、与第一螺母55配合的第一螺纹区域，以及与第二螺母56配合的第二螺纹区域。出于安装的原因，第一螺纹区域的直径大于第二螺纹区域的直径。第一螺母55停靠在板16的下表面58上，第二螺母56拧紧到受力销52、53的相应下端，以防止方向舵45退出。

上游悬挂装置4还包括直的第四连杆59和第五连杆60，每个都具有第一端61、62和第二端63、64(图4)。每端61、62、63、64都具有一带有两个间隔开的侧翼的U形接头。

在第四连杆59的第一端61处的U形接头通过未示出的枢轴销铰接到方向舵45的第一横向端46，所述枢轴销无游隙地接合在相应U形接头和方向舵45的孔中。在第五连杆60的第一端62处的U形接头通过未示出的枢轴销铰接到方向舵45的第二横向端47，所述枢轴销无游隙地接合在相应U形接头和方向舵45上的孔中。所述枢轴销垂直于方向舵45的平面，即它们相对于垂直轴线倾斜，优选倾斜一个在15°与45°之间的角度。

特别是，连杆59、60的第二端63、64通过接合在相应U形接头的孔中的未示出的枢轴销被铰接在涡轮机1的机壳上。

机体15上第一和第二连杆28、29的接合区域在机体15的轴线的任一侧上相互横向地或周向地偏移，第四和第五连杆59、60的第二端63、64沿周向位于第一和第二连杆28、29的铰接区域之间。参照涡轮机1的轴线限定了术语“周向”。

第一、第二和第三连杆28、29、37位于与机体的纵轴线A垂直的同一横平面P中(图4)。第四和第五连杆59、60的延伸轴线L1、L2和横平面P之间的交叉点P1、P2位于第一连杆28与第二连杆29之间，并且沿横向方向位于第三连杆37的任一侧上。

第一和第二连杆28、29被设计成承受横向力或垂直力。特别是，当一阵风将横向力施加到涡轮机1时，可以施加横向力，即朝飞机机体或远离机体沿水平方向的力。垂直力主要由涡轮机1的重量引起。

第三连杆37被设计成承受由涡轮机1绕其X轴线施加的扭矩。在正常操作中，第三连杆37的分支38、39的仅一个，即第二分支39，能够承受由涡轮机1产生的扭矩。在所述第二分支39断裂的情况下，第一分支38与机体15之间的游隙被占用，并且代替第二分支39，第一分支38能够承受由涡轮机1产生的扭矩。因此，第一分支38适于形成安全分支。

第四和第五连杆59、60被设计成承受涡轮机1的推力，即沿涡轮机1的X轴线和机体15的力。

这种悬挂装置4使得可在提供紧凑结构的同时，满足涡轮机1的应力吸收约束。事实上，第四和第五连杆59、60的特定方向使得可限制装置4的总体尺寸，从而有助于将周围设备结合在涡轮机1上。

而且，在第四或第五连杆59、60发生故障时，受力销52、53能够相对于机体15保持方向舵45。

图6至9显示根据本发明另一实施例的上游悬挂装置，其与如上所述的上游悬挂装置的不同之处在于，受力销52、53平行于板的平面，并且分别在突起17的任一侧上具有游隙地接合在方向舵45的指50、51中以及无游隙地接合在突起中。每个受力销52、53都具有一个由相应的指50、51支撑的扩大的头部54。

在这种情况下，受力销52、53没有螺母。在这里所示的实施例中，它们可彼此成一角度。换句话说，虽然可以设想这种结构，但不必沿垂直于机体的轴线A的同一轴线定向所述受力销。

如前所述，在第四或第五连杆59、60发生故障时，受力销52、53能够相对于机体15保持方向舵45。

Claims

1.一种涡轮机(1)的悬挂装置(4)，包括：

-将附接到飞机的固定部件(2)上的机体(15)，一旦悬挂装置(4)连接到涡轮机，所述机体沿将与涡轮机(1)的驱动轴轴线(X)平行的纵轴线(A)延伸，

-垂直于所述机体的纵轴线(A)定位在同一横平面(P)上的第一连杆(28)和第二连杆(29)，每个都包括相对于所述机体(15)铰接的第一端(30、31)，以及将铰接在涡轮机(1)的第一部件上的第二端(32、33)，

-第三连杆(37)，该第三连杆在第一和第二连杆(28、29)的第一端(30、31)之间铰接在所述机体(15)上，并且将在第一和第二连杆(28、29)的第二端(32、33)之间铰接在涡轮机(1)的第一部件上，

所述悬挂装置(4)的特征在于，其还包括：

-铰接到机体(15)的方向舵(45)，

-第四连杆(59)和第五连杆(60)，每个都沿一延伸轴(L1、L2)延伸，并且每个都包括铰接在所述方向舵(45)上的第一端(61、62)以及将铰接在涡轮机(1)的第二部件上的第二端(63、64)，

-所述第四连杆(59)和第五连杆(60)的延伸轴(L1、L2)与所述横平面(P)的交叉点(P1，P2)位于所述第一连杆(28)与所述第二连杆(29)之间以及沿横向方向定位在第三连杆(37)的任一侧上。

2.根据权利要求1所述的悬挂装置(4)，其特征在于，所述悬挂装置包括具有游隙地连接所述方向舵(45)和所述机体(15)的受力设备(52、53)。

3.根据权利要求2所述的悬挂装置(4)，其特征在于，所述受力设备包括：

-第一受力销(52)，该第一受力销具有游隙地连接所述机体(15)和所述方向舵(45)的第一区域(50)，以及

-第二受力销(53)，该第二受力销具有游隙地连接所述机体(15)和所述方向舵(45)的第二区域(51)，所述第一和第二受力销(52、53)位于所述机体(15)的纵轴线(A)的任一侧上。

4.根据权利要求1至3中任一项所述的悬挂装置(4)，其特征在于，所述机体(15)包括一将固定到飞机的固定部件(2)上，并与机体(15)的纵轴线(A)平行的板(16)，所述机体(15)还包括梁(25)，所述梁(25)与所述板的上游区域结合，并且第一和第二连杆(28、29)铰接在所述梁(25)上。

5.根据权利要求4所述的悬挂装置(4)，其特征在于，所述机体(15)还包括与所述梁(25)在相同侧上从所述板(16)的表面突出的突起(17)，所述突起(17)与所述板的下游区域结合。

6.根据权利要求4所述的悬挂装置(4)，其特征在于，所述第一受力销(52)和第二受力销(53)安装在所述板(16)中并垂直于所述板(16)延伸。

7.根据权利要求4所述的悬挂装置(4)，其特征在于，所述第一受力销(52)和第二受力销(53)安装在所述机体(15)的突起(17)中，并且相对于与所述板(16)平行的平面以0°与15°之间的角度延伸。

8.根据权利要求5所述的悬挂装置(4)，其特征在于，所述方向舵(45)以铰接的方式安装在所述机体(15)的突起(17)上。

9.根据权利要求1至3中任一项所述的悬挂装置(4)，其特征在于，所述第三连杆(37)包括第一分支(38)和第二分支(39)，所述第一分支(38)和第二分支(39)呈V形，具有第一共用端(40)，所述第一共用端(40)将铰接在涡轮机(1)的第一部件上，所述第一分支(38)和第二分支(39)分别包括铰接在所述机体(15)上的第一自由端(41)和第二自由端(42)，所述第一分支(38)的第一自由端(41)具有游隙地铰接在所述机体(15)上，所述第二分支(39)的第二自由端(42)无游隙地铰接在所述机体(15)上。

10.一种飞机的推进组件，其特征在于，所述推进组件包括涡轮机(1)，通过根据权利要求1至9中任一项所述的悬挂装置(4)从飞机的固定部件(2)悬挂所述涡轮机(1)的上游部件，所述悬挂装置(4)属于所述推进组件，所述第一连杆(28)和第二连杆(29)被布置在所述悬挂装置的上游。

11.根据权利要求10所述的推进组件，其特征在于，一沿涡轮机的驱动轴轴线(X)延伸的至少部分圆柱形的机壳形成涡轮机的第一部件，在所述第一部件上铰接有第一、第二和第三连杆(28、29、37)，一沿与涡轮机的驱动轴轴线(X)垂直的平面延伸的至少部分环形机壳形成涡轮机的第二部件，在所述第二部件上铰接有第四连杆(59)和第五连杆(60)。