CN112313148A - 被设计成放置在飞行器涡轮机的安装支柱一端与界定流体间隔室的所述涡轮机的整流罩之间的改进的耐火装置 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种耐火装置(50)，其被设计成放置在双流飞行器涡轮机的安装支柱(9)与所述涡轮机配备有的连接整流罩(30)之间，该连接整流罩被设计成将界定流体间隔室(8a)的上游环(10)连接到沿径向延伸穿过所述涡轮机的次级流(26)的臂(22)。根据本发明，该装置(50)作为单件制造，并且包括沿不同线延伸的两个接触唇部(52a、52b)，该第一唇部(52a)具有C形的横截面。

Description

被设计成放置在飞行器涡轮机的安装支柱一端与界定流体间 隔室的所述涡轮机的整流罩之间的改进的耐火装置

技术领域

本发明涉及在飞行器的双轴涡轮机的流体间隔室以及该涡轮机的安装支柱上游区域之间的耐火功能。特别地，本发明的目的是防止流体间隔室中引发的火灾在安装支柱上游的区域中蔓延。

本发明适用于所有类型的双轴涡轮发动机，特别地涡轮喷气发动机。

背景技术

在飞行器的双轴涡轮机中，通常存在从风扇下游径向地穿过风扇流体流的一个或几个臂。该臂通常被布置，从而将定位在中间罩壳的外护罩周围的风扇隔室连接到流体间隔室。常规地，这两个隔室容纳有装备和辅助设备，而放置在这两个隔室之间的臂为例如电缆和/或流体管的不同元件提供通道。

这种臂的径向内端连接到一上游环，所述上游环径向向外地局部限定该流体间隔室。该环因此形成了整流罩组的上游端，所述整流罩组形成流体间隔室的外部包络。已经计划在臂和上游环之间，横向地在安装支柱上游端的两侧上插入两个连接整流罩，以在臂和上游环之间进行接合。

用于将涡轮机固定在飞行器机翼元件上的安装支柱可具有上游端，所述上游端接近在穿过风扇流体流的臂和流体间隔室的上游环之间的接合点。因此，耐火功能的问题就出现了，因为这需要防止流体间隔室中引起的火焰的传播，特别地防止该火焰到达定位在附近的安装支柱上游的区域。

因此，有必要制造一种具有如下设计的耐火装置，所述设计保证所需的功能，很容易集成到相关区域的密集和复杂环境中，并便于制作。

发明内容

为了解决该问题，本发明的主要目的是一种耐火装置，其被设计成放置在飞行器双轴涡轮机的安装支柱的上游端以及安装在该涡轮机上的连接整流罩之间，所述连接整流罩被设计成将径向向外地界定流体间隔室的一部分的上游环连接到一种径向地穿过涡轮机的风扇流体流的臂。根据本发明，该装置包括：

-接触结构，其包括具有C形截面、优选地半圆截面的第一接触唇部，所述接触结构还包括在所述第一接触唇部的纵向端上的一个端部处具有珠状物、优选地圆形珠状物的段，其轴向端之一与所述第一唇部轴向地连续，另一轴向端封闭，所述第一唇部和该珠形的段一起限定一种沿第一曲线延伸的第一接触端；

-支撑部；以及

-第二接触唇部，其由所述支撑部支撑通过一个支撑所述接触结构的珠形的段的接合区域，所述第二接触唇部具有沿与第一线不同的第二线延伸的第二接触端。

此外，所述耐火装置是整体部件。

本发明因此是有利的，因为本发明公开了一种特别有效的耐火装置，其完美地集成到其环境内，并且其整体性质使得其特别容易和廉价地制造，特别地关于所需的加工方面。

由于根据本发明的装置的简单几何形状，特别地通过使用接触唇部，可以实现整体方面。此外，与例如使用被称为珠形或模塑接触区域的管形接触区域不同，这些接触唇部不需要在装置制造过程中使用插入件。此外，唇部通常很容易变形，使得在组装后并不需要使其受到特定的预应力操作。保证其耐火屏障功能所需的变形可简单地是周围构件的支承结果，例如被设计成在该区域中压缩的吊舱移动盖密封的支承。

需要注意的是，这些优点并不受珠形的段存在的影响，假设该珠形的段在其一个轴向端保持打开。特别地，该特性保证了很容易制造该整体部件。由于其横截面与其延伸的第一C形唇部的横截面相比更宽，布置在第一接触唇部的一个纵向端的该珠形的段能够更容易局部地控制该密封。

此外，已经发现第一接触唇部的C形很有利，因为其与包括珠状物的现有耐火装置兼容，所述珠状物在其纵向端装配有连接销。因此，根据本发明的耐火装置的第一接触唇部的纵向端可以与已经安装在推进组件上的互补耐火装置的连接销完美地配合。形状的该互补性有助于两个装置之间的接合，其可以销在第一接触唇部的开口截面中的嵌套相比较。

换句话说，第一唇部的C形便于将根据本发明的装置连接到已经在推进组件上使用的常规装置。因此，当该推进组件包括被连接以彼此连续的两个耐火装置时，可以仅更换这两个装置之一。因此，这些耐火装置的维护很方便和安全。

最后，需要注意的是，对于接触结构和第二接触唇部，根据本发明的耐火装置可以形成两个不同并且基本邻近的物理屏障。一个被设计成阻止流体间隔室中的火灾，使得其不会朝安装支柱的侧表面周向地传播，也不会朝该安装支柱的端表面径向地传播，并且另一个被设计，使得该火灾不会沿下游方向，沿安装支柱的该相同侧面轴向地传播。

本发明优选包括单独或组合地获得的至少一个以下可选的技术特征。

优选地，所述第二线为直线，并且优选地与内切有第一曲线的第一基本平面接触表面基本正交。然而，根据待接触的支承表面，可以使用其他线形式和其他倾斜，而不必超出本发明的框架。

优选地，所述装置还包括支撑所述第一接触唇部的附接部，所述附接部优选地包含用于使附接元件通过的通孔。

优选地，所述支撑部承载有与所述第二唇部及其保护区域相对的细长附接元件。这些细长的附接元件可以与连接整流罩很容易地配合，以便更好地保持在该整流罩上。

优选地，所述装置通过至少一层弹性体材料与至少一个纤维层的叠加形成，所述弹性体材料优选地为硅酮弹性体，所述纤维层优选地由陶瓷、玻璃或间位芳纶(聚间苯二甲酰胺)制成。然而，在不超出本发明框架的情况下，其他类型的层也是可能的。需要注意的是，陶瓷织物层对该耐火功能特别地有效，而如果沿该方向施加了机械应力，玻璃纤维层可在与这些层的叠加方向正交的平面中硬化该叠层并限制硅弹性体的蠕变。最后，也可以通过使用一层间位芳纶纤维实现这种硬化。

优选地，一个或几个纤维层在所述第一接触唇部以及珠形的段的整体长度上延伸，并且一个或几个纤维层沿所述第二接触唇部的整体长度延伸。

本发明的另一目的是一种飞行器的推进装置，其包括飞行器的双轴涡轮机，以及用于将其紧固到飞行器的机翼部件的涡轮机安装支柱，

所述涡轮机包括在涡轮机的核心发动机流和风扇流之间形成的流体间隔室，以及径向地穿过风扇流并与所述流体间隔室连通的臂，所述流体间隔室通过上游环被径向向外地局部界定，所述上游环通过两个连接整流罩连接到所述臂，所述连接整流罩沿所述推进组件的横向方向布置在安装支柱的上游端的两侧上，

所述安装支柱的上游端包括两个侧表面，以及沿所述安装支柱的该上游端的底座轮廓的外围支承表面。

根据本发明，所述推进组件还包括一种如上所述与所述两个连接整流罩的至少一个相关联的耐火装置，所述耐火装置放置在所述安装支柱的上游端以及所述装置被固定到的连接整流罩之间。

优选地，所述第一接触端支承在所述安装支柱的上游端的外围支承表面上，所述第二接触唇部的第二接触端支承在所述安装支柱的上游端的相应侧表面上。

优选地，所述第一曲线内切在一个与所述横向方向以及与所述组件的纵向方向基本平行的第一近似平面接触表面，并且由所述第二接触唇部限定的第二线为一种大致平行于所述组件的垂直方向延伸的直线。

优选地，所述第二接触唇部被约束在所述安装支柱的上游端的侧表面和吊舱移动盖密封之间。

最后，所述推进组件还包括一种与所述两个连接整流罩的另一个相关联的互补耐火装置，其放置在所述安装支柱的上游端以及所述互补装置被固定到的连接整流罩之间，所述互补装置还包括一种珠形密封形式的接触结构，所述接触结构的一个纵向端装配有连接销，所述连接销与属于所述耐火装置的第一接触唇部的另一纵向端配合。如上所述，该特定特征图示了，本发明的形式能够将该装置组装在具有不同设计且已经装配在推进组件上的另一现有装置上。

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显而易见。

附图说明

参见附图进行该描述，其中：

图1是根据本发明一个优选实施例的推进组件的局部图解透视图；

图2为图1所示的推进组件的一部分的分解透视图；

图3表示前一附图所示的部分的透视图；

图4是前一附图所示视图的立面图，其中用虚线表示该耐火装置；

图5是图4中沿线V-V获取的剖面图；

图6a和6b是先前附图所示的耐火装置在不同角度下的透视图；

图6c是穿过珠形的段的的图6b中平面Pc中的剖面图；

图6d是图6a和6b所示的耐火装置的一部分的俯视图；

图7是图2至4所示的部分的透视图，其图解地示出了通过耐火装置获得的密封线；

图8表示图2至4所示的部分的透视图，其特别地示出了在受力状态下的耐火装置的第二接触唇部；

图9是图10上沿线IX-IX获取的剖面图；

图10是图9上沿线X-X的剖面图；

图11表示在根据先前附图的耐火装置和常规互补装置之间的关联；

图12是图11所示的装置组合的部分的后视图；

图13为与前一图的视图类似的剖面图；

图14是图13上沿线XIV-XIV的剖面图。

具体实施方式

首先参见图1，该图示出了根据本发明一个优选实施例的推进组件100的局部视图。该组件100包括飞行器的双轴涡轮机1，以及在飞行器的机翼部件上的该涡轮机的安装支柱9(未示出)。

推进组件100具有纵向方向X，其也对应于涡轮机1的纵向方向以及对应于安装支柱9的纵向方向。组件100还具有横向方向Y和与高度方向对应的垂直方向Z。这三个方向X，Y，Z彼此正交，并且形成右手三面体。

优选地，安装支柱9用于将涡轮机1悬挂在飞行器的机翼下。该安装支柱包括一种将抵抗来自涡轮机的诸多力的结构部件，该部件通常称为主结构或刚性结构。其通常为沉箱的形式，图1仅表示了其上游端7。安装支柱还配备有以气动整流罩形式的辅助结构(未表示)。

在所描述和表示的优选实施例中，涡轮机1是一种双轴双流涡轮喷气发动机。涡轮喷气发动机1具有一种与X方向平行的纵向中心轴2，涡轮喷气发动机1的不同部件环绕所述纵向中心轴延伸。涡轮喷气发动机1从上游到下游沿流经该涡轮机的气流的主方向5包括风扇3，然后是常规地由压缩机、燃烧室和涡轮组成的气体发生器。气体发生器的这些元件由一种也被称为“核心”罩壳的中心罩壳6环绕，所述“核心”罩壳径向地限定一种流体间隔室8a的内部。该隔室8a由一个或多个整流罩径向向外地界定，包括图1仅示出一个的上游环10。上游环10在涡轮喷气发动机的中间罩壳14的轮毂12的下游连续性中形成。中间罩壳14还包括定位在风扇壳体18的下游连续性中的外护罩16。它还包括从风扇叶片下游形成，并将轮毂12连接到外护罩16的出口导向桨叶20。

风扇罩壳18和外护罩16一起沿径向向内的方向界定一个风扇隔室8b。该隔室8b也沿径向向外的方向由一个或几个整流罩(未表示)界定，形成涡轮喷气发动机的吊舱的一部分。与流体间隔室8a一样，该隔室8b容纳有装备和辅助设备，如现有技术中广为人知的。

提供一个或多个臂22以连接这两个隔室8a、8b。例如，其可以是安装在涡轮喷气发动机上，分别布置在12点钟和6点钟位置的两个臂22。这些臂22是中空的，并且例如用于使电缆和/或流体管循环。更准确地，这些臂将外护罩16的下游部连接到上游环10。为了实现这一点，它们穿过涡轮喷气发动机的风扇流体流26，该流体流沿向外方向由护罩16并且由定位在护罩下游的整流罩(未表示)局部的界定，并且沿向内方向由流体间隔室8a的上游环10局部地界定。风扇流体流26附加到常规地穿过气体发生器的核心发动机流体流28。

参见图2至5，这些附图表示推进组件100的一部分，其包括安装支柱9的上游端7、定位在12点钟位置的臂22，以及上游环10。更精确地，在安装支柱9的上游端7的每侧上，沿Y方向存在两个在臂22和上游环10之间进行气动接合的连接整流罩30。后者因此在360°以上并不完全封闭，而具有一种以12点钟位置为中心的角度开口，这两个连接整流罩30在所述角度开口与臂22的径向内端进行接合。

在附图中，仅针对安装支柱的一侧表示了不同元件之间的装配，但是需要理解的是，在安装支柱9的上游端7的另一侧存在一种等同或类似并且优选对称的组件。因此，在安装支柱9的每侧上，连接整流罩30具有一种将被定位在中间罩壳的轮毂的下游连续性中的上游端32。其顶端33连接到臂22的壁，而其周向端35连接到上游环10的周向端。最后，其下游端38形成一种角扇区域槽型壳体38，其容纳一种优选地由移动吊舱盖(图2至5未示出)支撑的吊舱密封40。也称为三臂或三脚架密封的该密封40包括一种节点，从所述节点延伸有第一密封部分40a、第二密封部分40b和第三密封部分40c，所述第一密封部分40a在壳体39中然后在上游环10上压缩，所述第二密封部分40b在壳体39中然后在臂22上被压缩，所述第三密封部分40c被压缩在安装支柱的侧表面42上。密封40的每个臂都为管形、珠形或模塑类型。

密封40因此移动吊舱盖关闭后采用图3所示的位置，密封40安装在所述移动吊舱盖上，该盖然后具有沿下游方向与连接整流罩30的外表面34连续的外表面。

安装支柱9的上游端7具有底座44，特别地这两个侧表面42从所述底座开始延伸。底座44固定到一种沿该底座44的轮廓具有通用U形的外围接触表面46。它基本为平面，平行于X和Y方向。其功能主要在于在流体间隔室8a和安装支柱的上游端7之间设置耐火屏障。为了满足该功能，该组件100包括一种本发明特定的，与每个连接整流罩30相关联的耐火装置50。在稍后将描述的本发明的替代实施例中，组件100包括一种本发明特定的，与这两个连接整流罩30之一相关联的耐火装置，以及与另一连接整流罩30相关联的更常规的互补耐火装置。

两个连接整流罩30可具有等同或相似的设计，例如相对于穿过轴线2的纵向XZ平面对称地设计。在图2中图解地表示该构造，还示出了在它们的上游端连接在一起以共同地限定一种轮廓的本发明特定的两个装置50的组合，所述轮廓类似于外围支承表面46的轮廓，它们被压缩在所述外围支承表面46上。

参见图2至5，我们将仅描述具有等同或类似设计，例如被设计成关于穿过轴线2的纵向XZ平面对称的这两个装置50之一。

因此，耐火装置50放置在安装支柱的上游端7以及其相关联的连接整流罩30之间，该相同装置被固定到所述连接整流罩30上。通常，装置50具有第一接触唇部52a和第二接触唇部52b，第一唇部52a在该支承表面的半部上承载接触外围支承表面46的径向外表面。该第一接触唇部52a使得在流体间隔室8a中公开的火灾并不会周向地传播到安装支柱的侧表面42，也不会朝该安装支柱的上游端表面径向向外地传播。

第二接触唇部52b从吊舱密封40的两个部分40a、40b下游支承在安装支柱的侧表面42上。其被设计成阻止流体间隔室8a中的火灾，使得火灾不会沿安装支柱的侧表面42沿轴向方向在下游传播。

尽管在飞行器的不同飞行阶段中可以在涡轮喷气发动机和安装支柱之间观察到相对运动，但通过其唇部，装置50提供了一种巧妙且有效的解决方案，以赋予耐火功能

图5示出了由于涡轮机和安装支柱的相对位置导致的具有低压缩水平的第一唇部52a。第一唇部52a具有与其在非应力状态下的标称形状对应的C形横截面，优选地半圆形。因此，当压缩第一唇部52a时，其形状趋于变平坦/变成椭圆形，使得其两个圆周端53沿对应于Z方向的压缩方向朝彼此移动。

两个圆周端53之一承载接触外围支承表面46，与该支承表面近似地相切。另一端53由附接部56支撑，螺栓或铆钉型附接元件54穿过所述附接部56。这些元件54穿过装置50的附接部56，以及连接整流罩30的第一支撑件58，第一支撑件58径向向内地定位在连接整流罩和外围支承表面46之间。第一支撑件58的通用形状为横向地向外打开的U形，而第一半圆形唇部52a横向地向内打开。

因此，附接部56沿与U 58的底座平行的Z方向向下延伸，从而连接第一半圆唇部52a的一个周向端53。在附接部56和端53之间的柔性连接区域接近在U的底座及其下分支之间的连接区域定位。因此，第一唇部52a的上部优选地承载在第一U形支撑件58的下臂上。

此外，如与图5中相同的横截面中可以看到，第一唇部52a的两个周向端53优选地内切在假想垂直线上，附接部56沿所述垂直线延伸。特别地，在第一唇部52a的非应力状态下观察到该几何形状。然而，应当注意的是，耐火装置50的设计使得可以保持在第一唇部52a和外围支承表面46之间的接触，而不管在涡轮喷气发动机和安装支柱之间观察到的沿这三个方向X、Y和Z每个的相对运动如何。

与支承表面46配合的圆周端53限定了装置50与安装支柱的第一接触端70a的主要部分。由从珠形的段71突出的薄弱部分(换句话说，管形的段)完成该第一接触端70a，所述薄弱部分在图6a至6d上标记并且优选地具有圆形横截面，其中空部分优选地保持空置。该段71与第一唇部52a一起形成一种用于承载在安装支柱的外围支承表面46上的接触结构73。

段71被布置成与第一唇部52a的下游纵向端75a连续。更准确地，圆珠形的段71具有一种与唇部52a的下游纵向端75连续的开放的上游轴向端77a。因此，由端部75a、77a制成的在唇部52a和段71之间的过渡处，接触结构73从圆形截面变成半圆形截面，可能逐渐地，但优选地突然地。更通常地，不论唇部52a和段71的形状如何，接触结构73从封闭截面(在段71内)变成为该封闭截面的一半(在C形唇部52a内)。

这两端75a、77a的外径和内径基本等同。这些直径沿整体接触结构73基本恒定，即使可以观察到例如在正负15％范围内的微小变化。

段71的下游轴向端77b被封闭，例如具有圆顶形状。由于该封闭以及段71的管形形状，接触结构73的该下游部提供了一种加强密封，由于与由该段延长的第一C形唇部52a相比更大的横向范围，因此更容易获得所述加强密封。

如上所述，圆珠形的段71仅形成接触结构73的一小部分，即仅其下游端。优选地，其长度表示不超过接触结构73总长度的20％，甚至更优选地其表示小于15％的百分比。

需要注意的是，对于唇部52a，段71的优选地圆形属性对应于在非应力状态下观察到的其标称形状。因此，一旦被布置在推进组件上，该段71也会受到沿这三个方向X、Y和Z每个由在涡轮喷气发动机和安装支柱之间的相对运动所导致的扁平化/椭圆化。然而，在基本压缩加载的该段上可观察到其他变形类型，而不会超出本发明的框架。

第一接触唇部52a和段71的下端一起可形成在外围支承表面46上的第一密封线。如图7所示，其为遵循与接触结构相关联的半支承表面部分46的轮廓的第一曲线72a。该接触结构70的第一接触端70a(图7中未示出，但在图6a和6b中可见)沿该第一通常L形的曲线72a延伸。

本发明的一个具体特征在于，装置50包含上述的第二唇部，其功能是在安装支柱9的侧表面42上形成第二密封线72b。第二线优选地为基本平行于Z方向的直线。优选地，图7所示的这两条线72a、72b在装置50的径向内部下游端处连接在一起。尽管接触结构和第二唇部可以在珠形的段处直接地连续，但它们可以交替地通过一种如图6b可以看到的材料连接器79连接，所述材料连接器79将段71的封闭下游轴向端77b连接到第二接触唇部52b的径向内端。

现在将再次参见图6a至6d更详细地描述装置50。这些附图主要表示第一曲线72，沿所述第一曲线72存在多个第一唇部52a，其后是圆珠形的段71。线72a内切在一种与外围支承表面46的径向外表面对应的第一基本平面接触表面S1中。该表面S1可以是严格地平面，或其可以具有一个或几个非常低的高度水平，例如不超过几毫米。表面S1因此优选地对应于推进组件100的XY平面。此外，在该XY平面中内切的第一曲线72a具有通常的L形，其中L的底座和L的腿部之间的拐角可以为圆形，并且其中腿部的自由端也可以为圆形。

附接部56沿Z方向从唇部52a以叶片的形式向上延伸，在所述叶片中形成有上述螺栓54将穿过的通道孔76。可通过稍后添加到装置50上的插入件81加强通道孔76。

在第一唇部52a的下游纵向端75a处，该装置50包括一种也基本沿Z方向向上延伸的支撑部60，其从该唇部的上圆周端53开始。更精确地，该支撑部60更厚，并且定位在与被设计成增加装置50的机械强度的肋80附近。肋80放置在附接部56和块形支撑部60之间。肋80还基本沿与附接部56平行的Z方向，沿第一曲线72a的方向向上延伸，肋80可与所述附接部56分离。肋80的厚度介于附接部56的厚度与支撑部60的厚度之间。这同样适用于肋80沿Z方向的高度。

支撑部60的功能是通过放置在它们之间的接合区域62承载第二唇部52b。接合区域62的厚度减小，并且其充当第二唇部52b的铰链，所述铰链优选地保持平直并且不变形或仅在弯曲时轻微地变形，不管所施加的压缩程度如何。

接合区域62沿下游方向从支撑部60基本沿X方向延伸。在其径向内端，接合区域62支撑珠形的段71的上部，所述上部被定位在由该接合区域62的下游端支撑的唇部52b的上游。

第二唇部52b的第二接触端70b沿第二优选直线72b延伸，并且优选地与第一接触表面S1基本正交。因此，第二直线72b基本沿Z方向延伸，使得唇部52b与安装支柱的相关联侧面接触。

由元件60、62和52b形成的组件的外径向端为斜面的，如图6b上最佳地看到。

此外，第二接触唇部52b的厚度随着从图6a标记的其底座68b朝第二接触端70b的距离增加而增加。因此，第二接触端可以是二维的，例如以垂直条带的形式。在图6d所示的非应力状态下，可以在安装支柱的侧表面的法线64b(未表示)和在底座68b和唇部52b的第二接触端70b之间限定的第二通常唇部方向66b之间观察到倾斜角B0。

在装置50的组装状态下，沿Y方向由吊舱密封的第三部分40c对其第二接触唇部52b施加应力。参见图8，当吊舱盖82(仅图解地表示)关闭时，固定到该盖的密封40的第三腿部40c承载在第二唇部52b上。然后后者被约束在安装支柱的侧表面42和密封40的第三部分40c之间，意味着唇部52b在其接合区域62中枢转。由于该枢转，角B0增加到图6d中在非应力状态下所观察到的角度以上。该角B0的值取决于耐火装置50的压缩程度，其本身取决于在涡轮喷气发动机和安装支柱之间相对运动的幅度。图8还示出了，密封40的第三部分40c沿Y方向受力，意味着其管形密封部件在吊舱盖82和唇部52b之间变形。因此，在非应力状态下具有基本圆形截面的该管形部件在应力作用下变平，例如呈椭圆形，卵形或类似形状。

图8还显示，珠形的段71的存在严重地限制了在安装支柱的侧表面42和该段之间的泄漏截面91，甚至在导致角B0值很高的很大变形水平处也是如此。这种珠形的下游端沿下游方向提供，并且沿上游方向打开有助于与安装支柱的侧表面42一起获得令人满意和受控的密封。即使在第二唇部52b的枢转值很大的情况下，泄漏截面91因此仍然很合理。

再次参见图8，已经显示，在如图2可以看到的形成密封壳体39的其下游端38处，装置50的支撑部60装配到一种连接整流罩30上提供的第二支撑件86。如图7可以看到的第二支撑件86设置有细长附接元件90将穿过的多个孔88，由由支撑件60支撑在与其上将定位有唇部52b及其接合区域62的侧面相对的侧面上。这些细长元件90与装置50一起制成为整体部件，或被增加到该装置50上。例如，它们可以由诸多杆形成，所述杆的端部将被压缩在如下表面上，所述表面与这些杆穿过的第二支撑件86相对。

本发明的另一具体特征在于耐火装置50的整体制造。换句话说，装置50的所有上述元件优选地通过压缩模塑制成为整体。该整体制造不受珠形的段存在的影响，因为珠形的段在其一个轴向端保持打开，并且优选地仅在非常短的长度上延伸。

该整体部件可能包括多个细长附接元件90，而插入件81被认为是装置外部的附加元件，因为它们形成附接到连接整流罩30的附接设备的一部分。

对于装置50的制造，该装置可以是简单的弹性体块，但该块优选地将与具有不同功能的一层或几层组合在一起。

在图9和10所表示的示例中，装置50通过由弹性体材料99并且优选地硅酮弹性体材料制成的多个层与纤维功能层110沿装置50的厚度92方向叠加形成。这些层可包括增强装置的刚度的玻璃纤维层。然后可包括例如由陶瓷纤维制成的特定耐火层。优选地，它们被布置在装置最暴露于火焰的区域中。由于这些层99的硅酮弹性体材料在酷热下降解为二氧化硅，所使用的织物110的网可保留这些被降解的颗粒。

这些层的交替可通过纤维间位芳纶层110完成，始终用于增强组件的刚度。其中一层甚至可以涂覆在唇部的外表面上，以限制由于部件接触而造成的磨损和损坏。

这些层99和110优选沿装置50的轮廓彼此平行。这些层中的至少一个或几个可以在装置50的整体高度上，并且从装置的一端到另一端，沿上述第一曲线72a的方向延伸。

装置50沿X方向的长度可以在30至50cm之间，而该装置沿Y方向的宽度为约10至20cm。最后，装置50沿Z方向的最大高度可为约15至20cm。每个唇部52a、52b仅延伸超过几厘米。

关于由装置50赋予的耐火性，除了符合标准ISO 2685-1998和AC20-135的要求之外，还考虑了最严酷的条件，即飞行中的耐火性和地面上的耐火性。特别地，这意味着设计一种在以下条件下执行耐火功能的解决方案：

-火焰温度：1100±80℃；

-振动：±0.4mm，频率为50Hz；

-压力：耐火试验的前5分钟内0.4巴；

-试验时间：15分钟，其分为2个阶段：

5分钟：所施加的正压力；以及

10分钟：大气压力；

-在有限的时间内自动熄灭。

在上述的实施例中，本发明特定的两个装置50与圆周支承表面46相关联。特别容易在这两者之间在它们的第一唇部52a每个的上游纵向端75b处进行接合。这两个C形端75b(图6b中可以看到其中之一)可以很容易地重叠，并且因此确保在这两个装置50之间的接合区域处耐火屏障的连续性。

但是本发明也适用于安装在现有的推进组件上，从而仅放置在该组件上已经就位的两个常规装置之一。该功能如图11至14所示，示出了在根据本发明的装置50与具有常规设计的互补耐火装置50'之间的关联性。这两个装置被设计成固定到推进组件的两个连接整流罩30。

互补耐火装置50'的设计是常规的，其中几个元件一个增加在另一个上。该互补耐火装置整体上包括一种在装置50的整体长度上基本延伸的珠形密封71'，该密封用于与安装支柱的外围支承表面强制接触，与装置50的接触结构73一样。在图11至14所示的非应力状态下，珠形密封71'的截面为圆形形状。

珠形密封71'因此形成互补装置50'的接触结构73'，并且在其上游纵向端75b'装配有连接销112'。该销112'为中空的，其也具有直径小于珠状物直径的圆形截面，可能在其封闭终端部件处斜切。关于该装置50，具有C形截面的其第一接触唇部52a的上游纵向端75b完全地适于与该连接销112'配合。C的内径可基本等于连接销112'的外径，使得该连接销可以被容纳在上游C形纵向端75b的内侧。在图12至14中可以看到并且有效地嵌套的这种重叠确保了在新装置50和已经安装在推进组件上的互补装置50'之间接合处的耐火屏障的连续性。因此本发明的设计有助于更换两个现有装置的仅一个。

很明显，这方面的专家可以对本发明进行多种修改，由于在由所附权利要求限定的范围内，仅通过非限定性示例描述了本发明。

Claims (10)

1.一种耐火装置(50)，其被设计成放置在飞行器双轴涡轮机(1)的安装支柱(9)的上游端(7)与安装在该涡轮机上的连接整流罩(30)之间，所述连接整流罩被设计成将沿径向向外地界定流体间隔室(8a)的部分的上游环(10)连接到一沿径向穿过涡轮机的风扇流体流(26)的臂(22)，其特征在于，该装置包括：

-接触结构(73)，所述接触结构包括具有C形截面的第一接触唇部(52a)，所述接触结构还包括在所述第一接触唇部(52a)的纵向端(75a)上的一个处的珠状的段(71)，所述珠状段的轴向端(77a)中的一个是敞开的并且与所述第一唇部(52a)连续，另一轴向端(77b)是封闭的，所述第一唇部与所述珠形的段共同限定一沿一第一曲线(72a)延伸的第一接触端(70a)；

-支撑部(60)；以及

-第二接触唇部(52b)，所述第二接触唇部由所述支撑部(60)支撑通过一个支撑所述接触结构(73)的珠形的段(71)的接合区域(62)，所述第二接触唇部(52b)具有沿与第一线(72a)不同的第二线(72b)延伸的第二接触端(70b)，

所述耐火装置(50)是一单件。

2.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述第二线(72b)为直线，并且优选与其中内切有所述第一曲线(72a)的一第一基本平面接触表面(S1)大致正交。

3.根据前述权利要求中任一项所述的装置，其特征在于，该装置还包括支撑所述第一接触唇部(52a)的附接部(56)，所述附接部优选包含用于使附接元件(54)通过的通孔(76)。

4.根据前述权利要求中任一项所述的装置，其特征在于，所述支撑部(60)承载与所述第二唇部(52b)及其第二接合区域(62)相对的细长的附接元件(90)。

5.根据前述权利要求中任一项所述的装置，其特征在于，该装置通过至少一层弹性体材料(99)与至少一个纤维层(110)的叠加形成，所述弹性体材料优选为硅酮弹性体材料，所述纤维层优选由陶瓷、玻璃或间位芳纶制成。

6.一种飞行器的推进单元(100)，其包括用于飞行器的双轴涡轮机(1)，以及用于将其紧固到飞行器的机翼元件上的涡轮机安装支柱(9)，

所述涡轮机(1)包括在涡轮机的核心发动机流(28)与风扇流(26)之间形成的流体间隔室(8a)，以及沿径向穿过风扇流(26)，并与所述流体间隔室(8a)连通的臂(22)，所述流体间隔室(8a)由一上游环(10)沿径向向外局部界定，所述上游环(10)通过两个连接整流罩(30)连接到所述臂，所述连接整流罩(30)沿推进组件的横向方向(Y)分别布置在所述安装支柱(9)的上游端(7)的两侧上，

所述安装支柱的上游端(7)包括两个侧表面(42)，以及沿所述安装支柱(7)的该上游端的底座(44)轮廓的一外围支承表面(46)，

其特征在于，所述推进组件(100)还包括一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(50)与所述两个连接整流罩(30)中的至少一个相关联，并被放置在所述安装支柱的上游端(7)与所述装置(50)被固定到其上的所述连接整流罩(30)之间。

7.根据前一权利要求所述的组件，其特征在于，所述第一接触端(70a)支承在所述安装支柱的上游端(7)的外围支承表面(46)上，所述第二接触唇部(52b)的第二接触端(70b)支承在所述安装支柱的上游端(7)的相应侧表面(42)上。

8.根据权利要求6或7所述的组件，其特征在于，所述第一曲线(72a)内切在一个与所述横向方向(Y)以及与所述组件(100)的纵向方向(X)大致平行的一第一近似平面接触表面(S1)中，由所述第二接触唇部(52b)限定的第二线(72b)为一大致平行于所述组件的垂直方向(Z)延伸的直线。

9.根据权利要求6至8中任一项所述的推进组件，其特征在于，所述第二接触唇部(52b)被约束在所述安装支柱(9)的上游端(7)的侧表面(42)与吊舱移动盖(82)的密封(40)之间。

10.根据权利要求6至9中任一项所述的推进组件，其特征在于，所述推进组件(100)还包括一与所述两个连接整流罩(30)中的另一个相关联的互补耐火装置(50')，其被放置在所述安装支柱的上游端(7)与所述互补装置(50')被固定到其上的连接整流罩(30)之间，所述互补装置包括一珠形的密封(71')形式的接触结构，所述接触结构的一个纵向端(75b')装配有一连接销(112')，所述连接销(112')与属于所述耐火装置(50)的第一接触唇部(52a)的另一纵向端(75b)配合。

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