CN111742133A - 旨在插入飞行器涡轮发动机安装结构的上游端部与界定出流间隔室的涡轮发动机罩之间的耐火装置 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种耐火装置(50)，该耐火装置旨在插入飞行器涵道式涡轮发动机安装结构(9)与配备给该涡轮发动机的连接罩(30)之间，该连接罩旨在将上游环形件(10)连接到臂(22)，该上游环形件界定出流间隔室(8a)，并且该臂径向地穿过涡轮发动机的次级流(26)。根据本发明，装置(50)被制造为一体件，并且包括沿着分开的线延伸的两个接触构件(52a，52b)。

Description

旨在插入飞行器涡轮发动机安装结构的上游端部与界定出流 间隔室的涡轮发动机罩之间的耐火装置
技术领域
本发明涉及在飞行器的双流式涡轮发动机的流间隔室与该涡轮发动机的安装结构上游的区域之间的耐火功能。特别地，本发明的目的在于防止在流间隔室中引发的火蔓延到安装结构上游的区域中。
本发明适用于所有类型的双流式涡轮发动机，尤其是涡轮喷气发动机。
背景技术
在飞行器的双流式涡轮发动机中，通常在风扇下游有一个或多个径向地穿过风扇流的臂。该臂通常布置成将位于中间壳体的外护罩周围的风扇隔室连接到流间隔室。常规地，这两个隔室容纳设备和辅助设备，而插入这两个隔室之间的臂给诸如电缆和/或流体管之类的不同元件提供通道。
这种臂的径向内端部连接到上游环形件，该上游环形件部分地径向向外界定出流间隔室。因此，该环形件形成了一组罩的上游端部，该一组罩形成了流间隔室的外包络。计划将两个连接罩侧向地插入在臂和上游环形件之间，插入到安装结构的上游端部的每一侧上，以在臂和上游环形件之间形成接合。
用于将涡轮发动机固定到飞行器机翼元件上的安装结构所具有的上游端部可以靠近穿过风扇流的臂与流间隔室的上游环形件之间的接合处。于是出现了耐火功能的问题，因为需要防止在流间隔室中引发的火焰的蔓延，特别是防止该火焰到达位于附近的安装结构上游的区域。
因此，需要创造一种耐火装置，使得该耐火装置的设计保证了所需的功能、能够容易地集成到相关区域的密集和复杂的环境中，并易于制造。
发明内容
为了至少部分地满足该需求，本发明的第一目的是根据权利要求1的特征的耐火装置。
因此，本发明的优点在于，本发明公开了一种特别有效的耐火装置，该耐火装置能完美地集成到其环境中，并且该耐火装置的一体件式性质使得该耐火装置特别容易且廉价地制造，特别是在所需的加工方面特别容易且廉价。
由于根据本发明的装置的简单几何形状，特别是通过使用接触唇状件，使得一体件式形貌是可能的。此外，与例如使用中空接触区域(称为胎圈或模制接触区域)不同，这些在装置的制造期间不需要使用插入件。此外，唇状件通常容易变形，使得在组装之后不需要对唇状件进行特定的预应力操作。保证唇状件的防火功能所需的变形可以简单地是由于周围元件的支承而引起的，例如由于被设计为在该区域中被压缩的吊舱活动盖密封件的支承而引起的。
最后，请注意，根据本发明的耐火装置通过其两个接触唇状件可以形成两个不同且基本上连续的物理屏障。一个物理屏障被设计成阻止流间隔室中的火，以使火既不会朝向安装结构的侧面周向蔓延，也不会朝向该安装结构的端部面径向蔓延，而另一个物理屏障被设计成使得该火不会沿着安装结构的同一侧面沿着下游方向轴向蔓延。
本发明优选地包括以下被单独地采用或结合地采用的可选技术特征中的至少一个。
优选地，所述第二线是笔直的，并且优选地基本上正交于基本上平面形的第一接触表面，第一曲线内接在所述基本上平面形的第一接触表面中。然而，在不超出本发明的框架的前提下，取决于要接触的支承表面，可以使用其他形式的线和其他倾斜度。
优选地，第一接触唇状件限定出在第一接触唇状件的基部和第一接触端部之间从法线到第一接触表面倾斜的第一唇状件总体方向，和/或第二接触唇状件限定出在第二接触唇状件的基部和第二接触端部之间从法线到该第二唇状件的支承表面倾斜的第二唇状件总体方向。由于这些倾斜，特别是在涡轮发动机与其安装结构之间在飞行中发生相对运动期间，有助于唇状件的压缩。当第一接触元件和第二接触元件是除了唇状件之外的形式时，该原理也适用。
优选地，第一支撑部分为大致呈角度的形状。
优选地，该装置还包括从第一支撑位置延伸的附接部分，所述附接部分优选地包含用于使附接元件通过的通孔。
优选地，第二支撑部分承载与第二接触元件及其第二接合区域相对的细长附接元件。这些细长附接元件然后可以容易地与连接罩配合，以更好地保持在该罩上。
优选地，该装置通过将至少一层弹性体材料和至少一层纤维层叠置而形成，该至少一层弹性体材料优选为硅树脂弹性体，并且该至少一层纤维层优选地由陶瓷、玻璃或间位芳纶(聚(间苯二甲酰间苯二胺))制成。然而，在不超出本发明的范围的前提下，其他类型的层也是可能的。应当注意，陶瓷织物层对耐火功能特别有效，而如果沿着该层的叠置方向施加机械应力，则玻璃纤维层可以使叠层变硬并限制硅树脂弹性体在正交于层的叠置方向的平面内的蠕变。最后，这种变硬也可以通过使用间位芳纶纤维层来实现。
优选地，一个或多个纤维层在第一接触元件的整个长度上延伸，并且一个或多个纤维层沿着第二接触元件的整个长度延伸。
本发明的另一个目的是一种用于飞行器的推进单元，该推进单元包括用于飞行器的双流式涡轮发动机以及用于将双流式涡轮发动机紧固到飞行器的机翼元件的涡轮机附接安装件，
该涡轮发动机包括流间隔室和臂，该流间隔室形成在涡轮发动机的核心发动机流和风扇流之间，并且该臂径向地穿过风扇流并与流间隔室连通，该流间隔室由上游环形件部分地径向向外界定出，该上游环形件借助于两个连接罩连接到臂，该两个连接罩布置成使得其中一个连接罩沿着推进组件的横向方向布置位于安装结构的上游端部的每一侧上，
所述安装结构的上游端部包括两个侧面，以及沿着安装结构的该上游端部的基部的轮廓的外周支承表面。
根据本发明，推进组件还包括如上所述的与每个连接罩相关联的耐火装置，该耐火装置插入安装结构的上游端部与连接罩之间，该装置固定到连接罩。
优选地，第一接触元件的第一接触端部支承在安装结构的上游端部的外周支承表面上，并且第二接触元件的第二接触端部支承在安装结构的上游端部的相应侧面上。
优选地，第一曲线内接在基本上平行于组件的横向方向和纵向方向的、近似平面形的第一接触表面中，并且由第二接触元件限定出的第二线是近似平行于组件的竖直方向延伸的直线。
最后，第二接触元件优选地被限制在安装结构的上游端部的侧面与吊舱活动盖的密封件之间。
本发明的另一个目的是一种制造如上所述的耐火装置的方法，使用该方法，使得该装置被制成为一体件并且优选地是模制的。
在阅读以下详细的非限制性描述之后，本发明的其他优点和特征将变得清楚。
附图说明
将参照附图进行该描述，在附图中：
-图1是根据本发明的优选实施例的推进组件的透视图；
-图2表示图1中所示的推进组件的一部分的分解透视图；
-图3表示前一幅图中所示的部分的透视图；
-图4是前一幅图中所示的视图的立面图，其中耐火装置以虚线表示；
-图5是沿着图4中的V-V线截取的截面图；
-图5a、图5b、图5c示出了前一幅图中所示的耐火装置在不同压缩状态下的放大截面图；
-图6是图2至图4中所示的部分的透视图，示意性地示出了借助于耐火装置获得的密封线；
-图7至图9是前一幅图中所示的耐火装置以不同的视角表示的透视图；
-图10是图7至图9中所示的耐火装置的立面图；
-图11是前一幅图中所示的耐火装置的一部分的部件的俯视图；
-图12是沿着图10中的XII-XII线截取的截面图；
-图13是沿着图12中的XIII-XIII线截取的截面图；
-图14是沿着图12中的XIV-XIV线截取的截面图；
-图15示出了图2至图4中所示的部分的放大俯视图，特别是示出了耐火装置的第二接触唇状件；以及
-图16表示前一幅图中所示的视图的正视图。
具体实施方式
首先参照图1，该图示出了根据本发明的优选实施例的推进组件100。该组件100包括用于飞行器的双流式涡轮发动机1，以及用于该涡轮发动机安装在飞行器的机翼元件(未示出)上的安装结构9。
推进组件100具有纵向方向X，纵向方向X也对应于涡轮发动机1的纵向方向和安装结构9的纵向方向。组件100还具有横向方向Y和竖直方向Z，该竖直方向Z对应于高度方向。这三个方向X、Y和Z相互正交，并形成右手三面体。
优选地，安装结构9用于将涡轮发动机1悬挂在飞行器的机翼下方。该安装结构包括将抵抗来自涡轮发动机的力的结构部分，该部分通常被称为主要结构或刚性结构。该安装结构通常为沉箱形式，在图1中仅示出了该安装结构9的上游端部7。安装结构还配备有气动整流罩形式的次级结构(未示出)。
在所描述和示出的优选实施例中，涡轮发动机1为双转子双流式涡轮喷气发动机。涡轮喷气发动机1具有平行于X方向的纵向中心轴线2，涡轮喷气发动机1的不同的部件围绕该纵向中心轴线2延伸。该涡轮喷气发动机1沿着穿过该涡轮发动机的气流的主方向5从上游到下游包括风扇3，然后是气体发生器，该气体发生器通常由压缩机、燃烧室和涡轮组成。气体发生器的这些元件由中央壳体6(也称为“芯”壳体)包围，该中央壳体6径向地界定出流间隔室8a的内部。该隔室8a由一个或多个罩径向向外界定出，该隔室8a包括上游环形件10，该上游环形件10仅在图1中示出。上游环形件10形成在涡轮喷气发动机的中间壳体14的毂部12的下游连续部中。中间壳体14还包括位于风扇壳体18的下游连续部中的外护罩16。中间壳体14还包括出口导向叶片20，该出口导向叶片20形成在风扇叶片的下游并且将毂部12连接到外护罩16。
风扇壳体18和外护罩16一起沿着径向向内的方向界定出风扇隔室8b。该隔室8b还由一个或多个罩(未示出)沿着径向向外的方向界定出，该一个或多个罩形成涡轮喷气发动机的吊舱的一部分。如流间隔室8a一样，该隔间8b容纳如现有技术中众所周知的设备和辅助设备。
设置一个或多个臂22来连接两个隔室8a、8b。例如，可以是安装在涡轮喷气发动机上的、分别布置在12点和6点位置的两个臂22。这些臂22是中空的，并且例如用于使电缆和/或流体管穿过。更精确地，这些臂将外护罩16的下游部分连接到上游环形件10。为此，这些臂穿过涡轮喷气发动机的风扇流26，该流由护罩16和位于该护罩下游的罩(未示出)沿着向外的方向部分地界定出，并且由流间隔室8a的上游环形件10沿着向内的方向部分地界定出。风扇流26是核心发动机气流28的补充，该核心发动机气流28通常穿过气体发生器。
参照图2至图5，这些图表示推进组件100的一部分，该部分包括安装结构9的上游端部7、位于12点钟位置的臂22和上游环形件10。更精确地，沿着Y方向在安装结构9的上游端部7的每一侧上，有两个连接罩30，这两个连接罩30在臂22和上游环形件10之间进行气动接合。因此，上游环形件10没有360°完全闭合，但是具有以12点钟位置为中心的角形开口，在该角形开口处，两个连接罩30与臂22的径向内部端部进行接合。
在附图上，仅针对安装结构的一侧示出了不同元件之间的组装，但是应当理解，在安装结构的上游端部7的另一侧上有相同或相似并且优选地对称的结构。因此，在安装结构9的每一侧上，连接罩30具有上游端部32，该上游端部32位于中间壳体的毂部的下游连续部中。连接罩30的顶端部33连接到臂22的壁，而连接罩30的周向端部35连接到上游环形件10的周向端部。最后，连接罩30的下游端部38形成角扇形槽型容置部39，该容置部39容纳吊舱密封件40，该吊舱密封件40优选地由移动吊舱盖(在图2至图5中未示出)支撑。该密封件40(也称为三臂或三脚架密封件)包括节点，第一密封部分40a、第二密封部分40b以及第三密封部分40c从该节点延伸，该第一密封部分40a被压缩在容置部39中，然后被压缩在上游环形件10上，该第二密封部分40b被压缩在容置部39中，然后被压缩在臂22上，并且该第三密封部分40c被压缩在安装结构的侧面42上。密封件40的每个臂是管状的、珠状的或模制类型。
因此，密封件40在其上安装有密封件40的移动吊舱盖闭合之后处于图3所示的位置，然后该盖具有沿着下游方向与连接罩30的外表面34连续的外表面。
安装结构9的上游端部7具有基部44，特别是两个侧面42从该基部44开始延伸。基部44固定到沿着该基部44的轮廓具有大致U形的外周接触表面46。基部44基本上是平行于X方向和Y方向的平面。其功能主要在于在流间隔室8a和安装结构的上游端部7之间设置耐火屏障。为了满足该功能，组件100包括特定于发明的与每个连接罩30相关联的耐火装置50。在这方面，在下面的描述中将仅对两个连接罩30中的一个进行描述。应理解，两个罩可以具有相同或相似的设计，例如被设计成关于穿过轴线2的纵向XZ平面对称。该构造在图2中示意性地表示，其示出了两个装置50的关联，这两个装置50在它们的上游端部处接合在一起，以共同限定出与这两个装置被压靠到的外周支承表面46的轮廓相似的轮廓。
因此，耐火装置50插入安装结构的上游端部7与该装置相关联的连接罩30之间，该同一装置被固定到连接罩30上。通常，装置50具有第一接触元件，在这种情况下为第一接触唇状件52a，以及装置50具有第二接触元件，在这种情况下为第二接触唇状件52b，第一唇状件52a与外周支承表面46的径向外表面接触而支承在该支承表面的一半部分上。该第一接触唇状件52a使得在流间隔室8a中产生的火既不会沿着周向蔓延到安装结构的侧面42，也不会朝向该安装结构的上游端部面径向向外蔓延。
第二接触唇状件52b在吊舱密封件40的两个部分40a、40b的下游支承在安装结构的侧面42上。第二接触唇状件52b被设计成阻止流间隔室8a中的火，使之不会沿着安装结构的侧面42沿着轴向方向向下游蔓延。
尽管在飞行器的不同飞行阶段期间可以观察到涡轮喷气发动机与安装结构之间的相对运动，但是装置50通过其唇状件提供了巧妙而有效的解决方案以赋予耐火功能。例如，图5和图5a至图5c示出了第一唇状件52a随着涡轮喷气发动机和安装结构之间的相对位置而变化的不同压缩水平。这些图示出了装置50借助于螺栓或铆钉型附接元件54来固定。这些元件54穿过装置50的附接部分56以及连接罩30的第一支撑件58，该第一支撑件58径向向内地位于连接罩和外周支承表面46之间。第一支撑件58具有侧向向外敞开的大致U形的形状。装置50还包括大致呈角度的形状的第一连接部分60a，附接部分56从第一连接部分60a沿着Z方向向上延伸。在该附接部分56和角度60a的上部支腿之间限定出的中空部容纳第一支撑件58的U的下部拐角。
角度60a的下部支腿通过第一接合区域62a延长，该第一接合区域62a从第一接触唇状件52a进行过渡。厚度可能减小的该接合区域62a用作唇状件52a的铰链，该唇状件52a优选地保持笔直，并且不论施加的压缩程度如何，该唇状件52a在弯折时都不变形或仅轻微变形。该唇状件52a的形状类似于在唇状件52a的径向外表面上的弯曲壁架，该唇状件52a的径向外表面与该唇状件52a的面向外周支承表面46并且具有基本上平面形的形状的径向内表面相对。图5和图5b示出了装置50在Z方向上的标称压缩水平，其中法线64a到外周支承表面46的接触表面之间的倾斜角度为A1，并且在该第一唇状件52a的基部68a和该唇状件的第一接触端部70a之间限定出唇状件66a的第一总体方向。如图5a中示意性地所示，当压缩水平降低时，法线64a与唇状件66a的总体方向之间的角度A2较小，而如图5c中示意性地所示，当压缩水平增加时，法线64a与唇状件66a的总体方向之间的角度A3较大。该角度可大到90°。在所有情况下，第一接合区域62a的应变水平迫使唇状件52a适应与法线64a的不同角度，重复说明该唇状件52保持是刚性的并且在弯折时仅轻微变形或不变形。
耐火装置50的设计使得无论观察到的在涡轮喷气发动机和安装结构之间沿着三个方向X、Y和Z中的每一个方向的相对运动如何，都可以在第一唇状件52a和外周支承表面46之间保持接触。
关于第一接触唇状件52a，如图6所示，该唇状件沿着外周支承表面46建立了第一密封线。第一密封线是第一曲线72a，第一曲线72a遵循与唇状件52a相关联的一半支承表面部分46的轮廓。该唇状件52a的第一接触端部(图6中未示出)沿着该大致L形的第一曲线72a延伸。本发明的特定特征之一在于以下事实，装置50因此集成了上述第二唇状件，该第二唇状件的功能是在安装结构9的侧面42上建立第二密封线72b。该第二线优选是笔直的，基本上平行于Z方向。优选地，两条线72a、72b在装置50的径向地在内部的下游端部处接合在一起。尽管两个唇状件可以直接邻接，但是如更详细地示出了装置50的图7至图12所示，两个唇状件可以替代性地通过第一支撑部分60a连接。特别地，装置50沿着第一曲线72a的一个端部可以由两个唇状件52a、52b的一个端部和支撑部分60的一个端部形成，这两个端部基本上布置在同一平面内。
图7至图12首先示出了第一接触唇状件52a，第一接触唇状件52a的第一接触端部沿着第一密封曲线72a、呈角度形状的第一支撑部分60a以及第一接合区域延伸。所有元件52a、60a、62a沿着耐火装置50的整个长度平行于第一曲线72a延伸。该第一曲线72a内接在基本上平面形的第一接触表面S1中，该第一接触表面S1对应于外周支承表面46的径向外表面。该表面S1可以严格地是平面，或者该表面S1可以具有一个或多个非常低的高度水平，例如不超过几毫米。因此，表面S1优选地对应于推进组件100的XY平面。此外，如在图中可以看到的，内接在该XY平面中并且第一唇状件52a在其中延伸的第一曲线72a具有大致L的形状，其中L的基部与L的支腿之间的角度可以是圆角，并且其中支腿的自由端部也可以是圆角。
在第一支撑部分60a的仅一部分上，附接部分56以壁架的形式沿着Z方向向上延伸，在该壁架中开设有用于使上述螺栓通过的通孔76。该第一附接部分60a沿着L的基部并且沿着L的大部分支腿延伸。如图12所示，通孔76可以由稍后添加到装置50上的插入件77来加固。
在由第一附接部分60a形成的L的支腿的另一部分上，第二支撑部分60b也基本上沿着Z方向向上延伸。更精确地，该第二支撑部分60b具有更大的厚度，该更大的厚度从第一支撑部分60a的外径向端部开始，换句话说是从该角度的上部支腿开始向上延伸。为了增强装置50的机械强度，在附接部分56和第二块状支撑部分60b之间插入有肋80。该肋80还基本上沿着Z方向平行于附接部分56向上延伸，该肋80可以沿着第一曲线72a的方向与该附接部分56分开。肋80的厚度介于附接部分56的厚度与第二支撑部分60b的厚度之间。这同样适用于肋80沿着Z方向的高度。第二支撑部分60b的功能是通过插入该第二支撑部分60b与第二唇状件52b之间的第二接合区域62b来承载该第二唇状件52b。第二接合区域62a的厚度减小，并且用作第二唇状件52b的铰链，该第二唇状件52b优选地保持笔直，并且不论施加的压缩程度如何，该第二唇状件52b在弯折时都不变形或仅轻微变形。
第二接合区域62b不仅基本上沿着X方向朝向第二支撑部分60b的下游延伸，而且还基本上沿着Z方向从角度60a的上部支腿向上延伸。在该第二接合区域62b的下游端部处，该第二接合区域62b承载有唇状件52b，唇状件52b的第二接触端部70b沿着优选地第二直线72b延伸，并且优选地基本上正交于第一接触表面S1。因此，第二直线72b基本上沿着Z方向延伸，使得唇状件52b与安装结构的相关联的侧面接触。
如在图10中可以最佳地看到的，由元件60b、62b和52b形成的组件的外径向端部带斜面。
此外，第二接触唇状件52b的厚度随着在图11中提到的第二接触唇状件52b的基部68b朝向第二接触端部70a的距离的增加而增加。因此，第二接触端部可以是二维的，例如呈竖直条带的形式。在该图11所示的不受约束状态下，可以观察到安装结构的侧面(未示出)的法线64b和在基部68b与唇状件52b的第二接触端部70b之间限定出的第二唇状件总体方向66b之间的倾斜角度B0。
在装置50的组装状态下，吊舱密封件的第三部分40c沿着Y方向对装置50的第二接触唇状件52b施加应力。参照图15和图16，当吊舱盖82(仅在图16中示意性地示出)闭合时，固定到该盖的密封件40的第三支腿40c支承在第二唇状件52b上。然后，该第二唇状件52b被限制在安装结构的侧面42和密封件40的第三部分40c之间，这意味着唇状件52b在唇状件52b的第二接合区域62b中枢转。由于该枢转，法线64b与第二唇状件总体方向66b之间的角度B1大于上述角度B0。然后，该角度B1的值取决于耐火装置50的压缩程度，该耐火装置50的压缩程度本身取决于涡轮喷气发动机和安装结构之间的相对运动的幅度。图15和图16还示出了密封件40的第三部分40c沿着Y方向受到应力，这意味着其管状密封部分在吊舱盖82和唇状件52b之间变形。因此，在不受应力状态下具有基本上圆形截面的管状部分在应力作用下变平，例如呈椭圆形或类似形状。
这些图15和图16示出了装置50的第二支撑部分60b在连接罩30的形成密封容置部39的下游端部38处装配到设置在连接罩30上的第二支撑件86中。在图6中最佳可见的第二支撑件86在与唇状件52b及其第二接合区域62b所位于的一侧相对的一侧上设置有孔88，由支撑部分60b支撑的细长附接元件90将穿过该孔88。特别是在图10中提到的这些细长元件90与装置50制成为一体件，或者被添加到该装置50上。例如，这些细长元件90可以由杆形成，杆的端部将被压缩在与这些杆所穿过的第二个支撑件86相对的表面上。
本发明的另一个特定特征在于，本发明优选地一体件式地制造耐火装置50。换句话说，装置50的所有上述元件优选地通过压缩模制而制成为一体件。该一体件式部件可以包括细长附接元件90，而插入件77被认为是装置外部的附加元件，因为插入件77形成了将该装置附接到连接罩30的附接构件的一部分。
为了制造装置50，该装置可以是简单的弹性体块体，但是该块体将优选地与具有不同功能的一层或多层结合。
在图12至图14所示的示例中，装置50通过将由弹性体材料99(优选为硅树脂弹性体材料)制成的层和纤维功能层110沿着装置50的厚度方向叠置而形成。这些层可包括增强装置刚度的玻璃织物层。然后可以包括例如由陶瓷纤维制成的特定耐火层。优选地，耐火层布置在装置的最暴露于火焰的区域中。由于层99的硅树脂弹性体材料在强烈的热量存在时会降解为二氧化硅，因此所使用的织物110的网眼可以保留这些降解的颗粒。
层的交替可以通过纤维间位芳纶层110来完成，以总是增强组件的刚度。这些层中的一层甚至可以涂覆在唇状件的外表面上，以限制由于部件的接触而造成的磨损和损坏。
层99和110优选地沿着装置50的轮廓彼此平行。这些层中的至少一个或多个层可以在装置50的整个高度上延伸，并且从装置的一个端部沿着上述第一曲线72a的方向延伸到另一端部。
装置50沿着X方向的长度可以介于30cm至50cm之间，而该装置沿着Y方向的宽度为约10cm至20cm。最后，装置50沿着Z方向的最大高度可以为约15cm至20cm。每个唇状件52a、52b沿着其唇状件总体方向仅延伸几厘米。
关于由装置50赋予的耐火性，除了符合ISO 2685-1998和AC 20-135标准的要求之外，还考虑了最严格的条件，即飞行中的耐火性和地面上的耐火性。特别地，这意味着设计的解决方案在以下条件下执行耐火功能：
-火焰温度：1100±80℃；
-振动：在50Hz频率下为±0.4mm；
-压力：耐火测试的前5分钟内为0.4巴；
-测试持续时间：15分钟，分为2个阶段：
5分钟：施加正压；和
10分钟：大气压；
-在有限的时间内自熄。
显然，在所附权利要求书限定的范围内，本领域的专业人员可以对本发明进行各种修改，因为刚才仅通过非限制性示例对本发明进行了描述。

Claims (12)

1.耐火装置(50)，所述耐火装置被设计为插入飞行器双流式涡轮发动机(1)的安装结构(9)的上游端部(7)与安装在所述涡轮发动机上的连接罩(30)之间，所述连接罩设计成将上游环形件(10)连接到臂(22)，所述上游环形件径向向外界定出流间隔室(8a)的一部分，并且所述臂径向地穿过所述涡轮发动机的风扇流(26)，其特征在于，所述装置包括：
-第一支撑部分(60a)；
-第一接触元件(52a)，所述第一接触元件优选地由第一接触唇状件(52a)形成，所述第一元件(52a)由所述第一支撑部分(60a)通过第一接合区域(62a)承载，并且具有沿着第一曲线(72a)延伸的第一接触端部(70a)；
-第二支撑部分(60b)，所述第二支撑部分从所述第一支撑部分(60a)的端部部分延伸；
-第二接触元件(52b)，所述第二接触元件优选地由第二接触唇状件(52b)形成，所述第二元件(52b)由所述第二支撑部分(60b)通过第二接合区域(62b)承载，所述第二接合区域也从所述第一支撑部分(60a)的端部部分延伸，并且所述第二元件(52b)具有沿着与所述第一线(72a)不同的第二线(72b)延伸的第二接触端部(70b)。
2.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述耐火装置(50)是一体件。
3.根据权利要求1或权利要求2所述的装置，其特征在于，所述第二线(72b)是笔直的，并且优选地基本上正交于基本上平面形的第一接触表面(S1)，所述第一曲线(72a)内接在所述基本上平面形的第一接触表面中。
4.根据前述权利要求中任一项所述的装置，其特征在于，所述第一支撑部分(60a)具有大致呈角度的形状。
5.根据前述权利要求中任一项所述的装置，其特征在于，所述装置还包括从所述第一支撑部分(60a)延伸的附接部分(56)，所述附接部分优选地包括用于使附接元件(54)通过的通孔(76)。
6.根据前述权利要求中任一项所述的装置，其特征在于，所述第二支撑部分(60b)承载与所述第二接触元件(52b)及其第二接合区域(62b)相对的细长附接元件(90)。
7.根据前述权利要求中任一项所述的装置，其特征在于，所述装置通过将至少一层弹性体材料(99)和至少一层纤维层(110)叠置而形成，所述至少一层弹性体材料优选为硅树脂弹性体材料，并且所述至少一层纤维层优选地由陶瓷、玻璃或间位芳纶制成。
8.用于飞行器的推进单元(100)，所述推进单元包括用于飞行器的双流式涡轮发动机(1)以及用于将所述双流式涡轮发动机紧固到所述飞行器的机翼元件的涡轮机附接安装件(9)，
所述涡轮发动机包括流间隔室(8a)和臂(22)，所述流间隔室形成在所述涡轮发动机的核心发动机流(28)和风扇流(26)之间，并且所述臂径向地穿过风扇流(26)并与所述流间隔室(8a)连通，所述流间隔室由上游环形件(10)部分地径向向外界定出，所述上游环形件借助于两个连接罩(30)连接到所述臂，所述两个连接罩布置成使得其中一个连接罩沿着所述推进组件的横向方向(Y)位于所述安装结构(9)的上游端部(7)的每一侧上，
所述安装结构的上游端部(7)包括两个侧面(42)，以及沿着所述安装结构的该上游端部的基部(44)的轮廓的外周支承表面(46)，
其特征在于，所述推进组件(100)还包括与每个连接罩(30)相关联的、根据前述权利要求中任一项所述的耐火装置(50)，所述耐火装置插入所述安装结构的上游端部(7)与所述连接罩(30)之间，所述装置(50)固定到所述连接罩。
9.根据前一项权利要求所述的组件，其特征在于，所述第一接触元件(52a)的第一接触端部(70a)支承在所述安装结构的上游端部(7)的所述外周支承表面(46)上，并且所述第二接触元件(52b)的第二接触端部(70b)支承在所述安装结构的上游端部(7)的相应侧面(42)上。
10.根据权利要求8或权利要求9所述的组件，其特征在于，所述第一曲线(72a)内接在基本上平行于所述组件(100)的所述横向方向(Y)和纵向方向(X)的、近似平面形的第一接触表面(S1)中，并且由所述第二接触元件(52b)限定出的所述第二线(72b)是近似平行于所述组件的竖直方向(Z)延伸的直线。
11.根据权利要求8至10中任一项所述的推进组件，其特征在于，所述第二接触元件(52b)被限制在所述安装结构(9)的上游端部(7)的所述侧面(42)与吊舱活动盖(82)的密封件(40)之间。
12.制造根据权利要求1至7中任一项所述的耐火装置(50)的方法，其特征在于，所述装置(50)制成为一体件并且优选地是模制的。
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