CN112340036A

CN112340036A - 短舱的前段部分、飞行器推进单元的短舱和飞行器

Info

Publication number: CN112340036A
Application number: CN202010783238.1A
Authority: CN
Inventors: 阿兰·波特; 朱利安·森蒂捷; 克莱芒·布雷东
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2019-08-07
Filing date: 2020-08-06
Publication date: 2021-02-09
Also published as: US11313251B2; EP3772458B1; FR3099750A1; US20210040867A1; EP3772458A1

Abstract

本发明涉及一种飞行器推进单元的短舱的前段部分、飞行器推进单元的短舱和飞行器。加固框架围绕所述短舱的延伸的纵向轴线呈环形，所述加固框架布置在所述前段部分的后端部处。环形护罩定位在所述加固框架的前方，并且将所述加固框架的内周边缘连接至内部结构。所述护罩具有朝向所述外部面板延伸超过所述加固框架的内周边缘的部分，所述部分相对于所述加固框架形成非零角度，以便相对于所述加固框架在所述部分的后方形成自由空间。在外来物体通过所述进气口唇缘进入的事件中，所述护罩可以因此而变形，而所述加固框架本身不会变形，从而吸收撞击能量中的全部或一些能量。本发明还涉及一种具有这种前段部分的短舱和一种具有这种短舱的飞行器。

Description

短舱的前段部分、飞行器推进单元的短舱和飞行器

技术领域

本发明涉及飞行器推进系统的领域，并且更具体地涉及飞行器推进系统的短舱。

背景技术

推进系统是用于产生推力的装置，该推力构成配备有推进系统的飞行器的起动力。在图1中通过举例的方式示出了飞行器推进系统。

短舱常规地具有形成进气口的前段部分P1。

前段部分P1的作用在于收集空气，以便确保空气均匀地朝向风扇流动。

短舱还具有构成所述短舱其余部分的主要部分P2。

推进系统围绕以下称为纵向轴线A的轴线延伸。

参考图2描述了如从现有技术已知的飞行器推进系统的短舱的前段部分的常规结构。

短舱的前段部分P1包括进气口唇缘1，该进气口唇缘可以是环形或基本上环形的，并且布置在该进气口唇缘的前端部处。

在整个本文件中，“前”和“后”、“前段”和“后段”、以及“上游”和“下游”的概念应理解为在穿过推进系统的空气流的方向上。因此，空气穿过推进系统的前部(也就是说，穿过短舱的前段部分P1)进入，并且穿过推进系统的后部(也就是说，穿过主要部分P2的后端部)再次出现(在一些空气被用作氧化剂之后)。

在推进系统的前段部分P1的常规结构中，前框架2布置在进气口唇缘1的后方。前框架尤其限定了除冰管道，该除冰管道用于通过除冰管道中的热空气的循环来防止在进气口唇缘的前缘上形成冰。

具有隔音面板的内部结构3使进气口唇缘1的内表面11朝向后部延伸。

外部面板4使进气口唇缘1的外表面12朝向后部延伸。

此外，加固框架5(也称为后框架)布置在短舱的前段部分P1的后端部处，并且将外部面板4连接至内部结构3。

加固框架5因此限定了短舱的前段部分P1与主要部分P2之间的边界。加固框架使结构坚固、并赋予短舱显著的强度，这在推进单元的风扇叶片断裂的情况下是必要的。加固框架5还可以构成防火壁，并且支撑进气口与短舱和推进单元的发动机的接口的大部分。

纵向轴线A可以与前框架2或加固框架5的回转轴线重合。

在图2中所示的支架7(即发动机垫支架)虽然不是短舱的前段部分P1的一部分，但是使得可以将加固框架5连接至推进单元的发动机，也就是说连接至包括风扇和涡轮机的组件，并且尤其是将短舱的前段部分P1连接至风扇隔室。

总体上，前框架2布置在与推进系统的纵向轴线垂直的方向上，该推进系统因此同样基本上与进入短舱的空气流垂直。

加固框架5也可以布置在与推进系统的纵向轴线垂直的方向上，或者呈现出一定的倾斜度，如文献FR3075761中所披露的。

在飞行器飞行的各种阶段期间，可能会发生对推进系统有影响的事件。

例如，鸟类或外来物体可能会与飞行器碰撞，并且尤其是与这些推进系统中的一个推进系统碰撞。这些碰撞、并且尤其是鸟类碰撞，可能会损坏推进系统。

在现有技术中，如果鸟或物体与推进系统的短舱碰撞，则上述结构会经受这种碰撞。考虑到这种类型的事件，该结构被设计成承受显著的撞击。在撞击期间，例如在短舱N的进气口唇缘1处的鸟撞击期间，鸟于是撞击前框架2，该前框架必须尽可能多地承受和吸收这个撞击的其余能量，该其余能量可以代表大部分的撞击能量。在某些特别显著的撞击情况下，前框架可能被穿过和/或一些撞击能量也可能被传递至加固框架5。加固框架5的倾斜可以使得可以通过使撞击物体偏离其初始轨迹来限制要吸收的能量，但是加固框架的倾斜(以相同的尺寸)就短舱结构的加固和叶片断裂的保护的有效性而言对加固框架产生了限制。

因此，前框架2和加固框架5因此被设计成吸收大量能量。这种设计对框架的重量和制造成本具有负面影响。

发明内容

本发明的目的是提出一种飞行器推进单元的短舱的前段部分的构型，该构型使得可以补救上述缺点中的至少一个，并且尤其是独立于加固框架的构型来改善对于比如鸟的外来物体的撞击的完整性。

因此，本发明涉及一种飞行器推进系统的短舱，所述前段部分具有允许空气进入的前端部、以及后端部，所述前段部分具有：

-进气口唇缘，所述进气口唇缘布置在所述前端部处，

-内部结构，所述内部结构延伸所述进气口唇缘的内表面，

-外部面板，所述外部面板延伸所述进气口唇缘的外表面，

-加固框架，所述加固框架围绕所述短舱的延伸的纵向轴线呈环形，所述加固框架布置在所述前段部分的所述后端部处，所述加固框架包括连接至所述外部面板的外周边缘。

所述短舱的这种前段部分还具有环形护罩，所述环形护罩定位在所述加固框架的前方，并且将所述加固框架的内周边缘连接至所述内部结构。所述护罩具有朝向所述外部面板延伸超过所述加固框架的内周边缘的部分，所述部分相对于所述加固框架形成非零角度，以便相对于所述加固框架在所述部分的后方形成自由空间，从而允许所述护罩在外来物体穿过所述进气口唇缘进入并且撞击所述护罩的撞击的事件中变形，以便吸收所述撞击能量中的全部或一些能量。

在加固框架前方的护罩的存在使得在与短舱外部的物体撞击的事件中，例如在鸟类撞击的事件中，能够保护加固框架，并且更一般地，保护位于护罩后方的元件。这尤其使得可以修改短舱中的功能分布，加固框架不再具有吸收这种撞击能量的功能。因此，加固框架主要具有结构性和接口的作用。类似地，已经变得可选的前框架可能仅具有除冰管道的分隔作用。

这最终允许加固框架和前框架(如果需要的话)的设计较轻，并且可以在框架的位置和倾斜度方面采用所期望的构型，而与抵抗外来物体撞击的问题无关。

短舱的前段部分还可以具有前框架，所述前框架用于封闭所述进气口唇缘的除冰管道。

加固框架可以相对于与纵向轴线正交的平面以(所述加固框架在短舱的前段部分的前部的方向上倾斜)15°与(所述加固框架朝向短舱的前段部分的后部倾斜)80°之间的角度β倾斜。

所述护罩可以具有朝向所述外部面板延伸超过所述加固框架的内周边缘的部分，所述部分相对于所述加固框架形成非零角度，以便相对于所述加固框架在所述部分的后方形成自由空间。

所述护罩可以具有朝向所述短舱的前段部分的前部定向的凹形形状。

所述护罩可以具有基本上I形、L形、或C形截面。

所述护罩可以具有在所述护罩中形成所述自由空间的封闭截面，例如，基本上O形、D形、或g形截面。

所述护罩可以是金属的，并且在截面上具有厚度在1mm至3mm之间的分支。

可变形元件可以被插入在所述护罩与所述加固框架之间。

短舱的主要部分的支架也可以连接至护罩，并且可变形元件可以被插入在所述护罩与所述支架之间。

可变形外部元件可以被插入在所述加固框架与所述外部面板之间。

本发明还涉及一种飞行器推进单元的短舱，该短舱具有如上所述的前段部分。本发明最后涉及一种具有推进单元的飞行器，该推进单元具有这样的短舱。

本发明的另外的具体特征和优点将从下面描述中变得清楚。

附图说明

在作为非限定性实例给出的附图中：

[图1]图1示出了飞行器推进系统的三维示意图；

[图2]图2示出了根据现有技术的飞行器推进系统的短舱的前段部分的局部截面示意图；

[图3]图3示出了与图2中的视图类似的、根据本发明的第一实施例的飞行器推进系统的短舱的前段部分的视图；

[图4]图4示出了与图2和图3中的视图类似的、图3中的短舱的前段部分在受到外来物体撞击后的视图；

[图5]图5示出了可以在本发明的实施例中使用的护罩的四个变体的相应截面的截面示意图；

[图6]图6示出了与图2至图4中的视图类似的、根据本发明的第二实施例的飞行器推进系统的短舱的前段部分的视图；

[图7]图7示出了与图6中的视图类似的、根据本发明的第三实施例的飞行器推进系统的短舱的前段部分的视图；

[图8]图8示出了与图7中的视图类似的、在图7中示出的本发明第三实施例的变体的视图；

[图9]图9示出了可以在本发明中使用的护罩、加固框架、以及支架之间的连接部的示例的详细截面视图；

[图10]图10以截面示出了可以在本发明中使用的护罩、加固框架、以及支架之间的连接部的示例的一个方面。

具体实施方式

图1和图2分别呈现了根据现有技术的飞行器推进系统的一般特征和短舱的前段部分的构型，这在以上本文件序言中进行了描述。

图3示出了与图2中的视图类似的、根据本发明的第一实施例的短舱的前段部分的视图。更具体地，图3仅示出了这个环形结构的局部截面。

所提出的构型尤其可适用于UHBR发动机短舱的前段部分。UHBR发动机具有高的涵道比(二次流与主要流之间的质量比)。这种发动机具有大尺寸的短舱，尤其是其直径大于迄今在商用飞行器上使用的推进系统的直径。

图3中所示的飞行器推进系统的短舱的前段部分P1具有进气口唇缘1，该进气口唇缘限定了短舱的前段部分P1的前缘，并且因此，一旦短舱与所述前段部分P1组装在一起，就限定了短舱形成的空气动力学导流罩的前缘。

进气口唇缘1形成短舱的前段部分P1的前端部。进气口唇缘具有封闭的、基本上环形的形状，但不一定是完美圆形的(轴对称的)。

根据所描述的实施例，进气口唇缘1具有内表面11和外表面12。

进气口唇缘1的内表面11由内部结构3延伸。内部结构3尤其具有形成短舱的前段部分P1的内部空气动力学表面的面板，从而引导进入短舱的空气流。内部结构3可以具有显著的声学作用，以限制由推进系统发出的噪音。内部结构3可以尤其具有从现有技术中已知的隔音面板，该隔音面板具有使得可以避免声波的传播或促进声波的吸收的构型。

进气口唇缘1的外表面12由外部面板4延伸。尽管这些是总体上单独的部分，在某些实施例中进气口唇缘1和外部面板4可以以一件式的方式形成。类似地，进气口唇缘1和内部结构3可以是一件式的。外部面板4形成短舱的前段部分P1的外部空气动力学表面。当短舱已经组装在一起时，外部面板4本身在主要部分P2处延伸，从而形成短舱的外部空气动力学表面，该外部空气动力学表面尤其被配置成限制空气动力阻力。

前框架2在图3中以虚线的方式示出，因为前框架在本发明中是可选的。具体地，前框架不再需要像现有技术中的情况那样实现吸收外部物体与短舱撞击的能量的功能。特别地，在本发明的某些实施例中，前框架2可以具有分隔除冰管道(参照该管道的D形截面，也称为“D形管道”)的简单功能。尽管仅在图3中示出，前框架可以设置在本发明的所有实施例中，尤其是在下面参考图6至图8所描述的实施例中。取消前框架2可以限制由短舱产生的阻力，因为在所述前框架2和短舱壁之间形成的连接部是局部几何不规则性的来源，这种几何不规则性可能产生额外的阻力。此外，由于当进气口唇缘配备有电动除冰系统时前框架在功能上不是必需的，因此消除前框架使得可以节省重量。

前段部分P1具有布置在前段部分P1的后端部处的加固框架5。

加固框架构成短舱的前段部分的重要结构元件。

通过已知的方式，加固框架5具有与短舱的所述前段部分的机械强度相关的许多功能。后框架5可以是金属的、由复合材料制成、或由混合复合/金属材料制成。

特别地，加固框架5旨在直接或经由其他元件连接至推进系统的发动机。一般地，发动机被理解为一旦短舱组装在一起就包含在短舱中的推进装置。发动机总体上包括涡轮机和由涡轮机驱动的风扇。加固框架5可以尤其连接至风扇隔室，也就是说连接至风扇的壳体。

加固框架5用作短舱的前段部分的壁之间的连接件，也就是说外部面板4与内部结构3之间的连接件。

具有围绕短舱的延伸的纵向轴线的环形形状的加固框架5尤其包括连接至外部面板4的外周边缘52。加固框架5还包括内周边缘51，该内周边缘在间接地连接至本发明中的内部结构3，如下所述。

图3中的与本发明的一个示例性实施例相对应的前段部分P1的结构与现有技术中已知的并且参考图2所描述的结构的不同之处在于，该结构具有护罩6。护罩6是形成在一个或多个部分(例如多个连结在一起的扇区)中的元件，该护罩在加固框架的前面连接至加固框架5。护罩6具有将加固框架的内周边缘51和内部结构3连接在一起的第一功能。

在护罩6的一部分中，在所述护罩的后方设置有自由空间8，以便允许其变形，而加固框架5本身不会直接或几乎直接受到撞击和变形。

加固框架5和护罩6的各种布置使得可以获得这种构型，并且尤其是在护罩6的一部分的后方形成自由空间8。

因此，加固框架5可以是“笔直的”，也就是说与纵向轴线A基本上正交，或稍微朝向短舱的前部倾斜、或稍微或很大程度上朝向短舱的后部倾斜。朝向前部的倾斜与护罩的外边缘比其内边缘(也就是说护罩的连接至内部结构3的边缘)更靠前的倾斜相对应。朝向后部的倾斜与护罩的外边缘比其内边缘(也就是说护罩的连接至内部结构3的边缘)更朝向后部的倾斜相对应。特别地，加固框架5可以相对于与纵向轴线(A)正交的平面以(所述加固框架在短舱的前段部分的前部的方向上倾斜)15°与(所述加固框架朝向短舱的前段部分的后部倾斜)80°之间的角度β倾斜。

加固框架5的这种倾斜允许形成如下的护罩6，该护罩具有在外部面板4的方向上延伸的一部分，从而相对于所述加固框架5形成(非零)角度α。护罩6因此背离加固框架5延伸，从而形成自由空间8。这种构型既适用于其截面由笔直节段形成的护罩，也适用于如图3所示的弯曲圆形截面的护罩，角度α是出于由护罩6从加固框架5分离的点与所述护罩6的端部之间的方向而考虑的。

在图3的示例性实施例中，护罩具有朝向短舱的前段部分的前部定向的凹形形状。

短舱的前段部分P1与发动机的连接经由支架7来确保。在各种可能的构型中，图3所示的支架7可以与发动机垫支架相对应或者与插入护罩6与发动机垫支架之间的中间支架相对应，该中间支架固定至推进系统的发动机。

当飞行器配备的短舱遇到外来物体10时，外来物体10可以穿过进气口唇缘并穿入短舱的前段部分P1，如图4中通过箭头示意性地示出的，该箭头展示了外来物体10的轨迹。

当外来物体10撞击护罩6时，护罩可以变形进入自由空间8。护罩6的变形吸收了与外来物体10撞击的能量。加固框架5的完整性得以保留。更一般地，加固框架5不用于吸收与外来物体10撞击的能量，或者用于吸收有限量的能量，撞击的一些能量已经被护罩6吸收。

图5示出了可以在本发明的实施例中使用的护罩的四个变体的相应截面的截面示意图。特别地，图5中所示出的这四个替代性的变体分别表示为a、b、c、和d。

图5中附图标记(a)下所示的变体具有笔直的护罩6，也就是说，该护罩具有I形截面，并且在与纵向轴线A正交的平面内延伸。加固框架5朝向短舱的后部倾斜(也就是说，加固框架的内周边缘51比其外周边缘52更靠前，从而形成自由空间8，以允许护罩6在撞击的事件中变形)。

图5中附图标记(b)下所示的变体与附图标记(a)下所示的变体的不同之处在于，护罩6具有L形截面，也就是说护罩具有两个相互正交的分支。因此，护罩6可以相对于其可以连接至的内部结构3呈现出更好的稳定性。

图5中附图标记(c)下所示的变体与附图标记(b)下所示的变体的不同之处在于，护罩6具有由三个分支(即，主分支61和与所述主分支正交的两个分支62、63)形成的C形截面。护罩6的凹形是朝向短舱的前段部分的前部定向的。更具体地，在外来物体与护罩撞击的事件中，外部正交分支63使得可以增大护罩通过变形来吸收撞击的能量的有效性。

当然，未示出的具有主分支61和外部正交分支63、但没有支承在内部结构3上的内部正交分支62的变体是可以设想的。

图5中在附图标记(d)下所示的变体示出了两个方面，即，通过适应护罩6的中空截面形成自由空间8，以及将加固框架5固定在护罩6的外部部分处。关于自由空间8的形成，在此示出的示例中，护罩具有g形截面，护罩具有主分支61、内部正交分支62、外部正交分支63、以及前分支64，自由空间8由此形成在前分支的后方。在与外来物体撞击期间，正是这个前分支64受到撞击，因此是这个外部分支64构成了护罩的、在其后方形成自由空间的一部分。因此，护罩6的变形通过前分支64的变形和/或通过前分支朝向主分支61移动而发生。

根据这个原理，可以设想到许多其他护罩截面，即任何中空的封闭截面，以及在其主分支前面具有护罩分支的某些开放截面(例如y形)。

因此，自由空间由护罩在前分支64(其可以是笔直的或弯曲的)与加固框架5之间形成，加固框架就其本身而言连接至主分支61的后部。

这种护罩的使用还使得可以将所述护罩6与加固框架5之间的连接部定位在所期望的径向位置。具体地，由于护罩本身形成了其变形所必需的自由空间，所以没有必要为了在护罩6与加固框架5之间形成角度从而产生自由空间而将加固框架连接到尽可能靠近纵向轴线A的护罩上。

在护罩6的所有实施例中，该护罩可以是金属的，例如由铝、铝合金、或钛制成。护罩的厚度可以是例如大约1mm至2mm，例如大约是1.5mm。

一般地，护罩6可以通过单独的连接件连接至内部结构3、支架7、以及加固框架，这使得更容易根据需要来移除短舱的前段部分。相比之下，护罩6、加固框架5与支架7之间的连接可以是共用连接。

图6示出了本发明的一个实施例，其中被称为“阻尼器”的可变形元件9位于护罩6与支架7(发动机垫支架或发动机垫支架所连接的中间支架)之间。

可变形元件9是环形零件，或是以环形方式分布在护罩与支架7之间的一组分立的零件，在护罩受到猛烈撞击的事件中，可变形元件尤其能够在纵向方向上变形，以便保护支架7免受撞击的影响。这使得可以可靠地将撞击的后果仅限制在短舱的前段部分P1。

可变形元件可以采取多种形式。在此处所示出的示例中，可变形元件9具有波纹形的、基本上W形的截面，可变形元件被配置成在具有强纵向分量的撞击的作用下变形。

替代性地，可变形元件(或可变形元件的每个分立的零件)可以具有中空的封闭截面，例如圆形、卵形、或椭圆形，如果需要，可变形元件在与护罩6和支架7的接口处变平。

可变形元件9允许撞击的能量通过塑料变形而被吸收。可变形元件9可以具有弹性元件，例如是赋予其实际阻尼特性的弹性体元件。

图7呈现了本发明的实施例，其中可变形元件9被插入在护罩6与加固框架5之间。上面给出的关于插入在护罩6与支架7之间的可变形元件的描述适用于插入在护罩6与加固框架5之间的这个可变形元件。因此，可变形元件可以是环形的或分立的，并且具有允许其纵向变形和/或在加固框架5的延伸平面中变形的各种截面。类似地，可变形元件可以包括赋予其阻尼特性的弹性元件。

图7中的实施例还具有插入在加固框架5与外部面板4之间的可变形外部元件91。上面给出的关于插入在护罩6与支架7之间、或该护罩与加固框架5之间的可变形元件9的描述适用于这个可变形外部元件91。

因此，可变形元件可以是环形的或分立的，并且具有允许其纵向变形和/或在加固框架5的延伸平面中变形的各种截面。类似地，可变形元件可以包括赋予其阻尼特性的弹性元件。尽管在图7的实施例中示出，但是可变形外部元件91可以可选地用于本发明的所有实施例中。类似地，具有插入在护罩6与加固框架5之间的可变形元件9的本发明的实施例可以不具有可变形外部元件91(加固框架5与外部面板4之间的连接例如是如图6中的实施例所示来实现的)。

图8示出了其中可变形元件9与护罩6一体地形成的实施例。因此，在此实施例中，如截面所见，护罩6具有可变形分支65。

不管可变形元件是作为单独的零件形成还是与护罩6一件式形成，可变形元件9与加固框架5之间的连接都可以通过加固框架的内表面或外表面来实现。

在元件9插入在护罩与框架之间的情况下，不管该元件是作为单独的零件形成还是与护罩一件式形成，护罩的朝向外部部分延伸的一部分延伸超过可变形元件9的内周边缘，鉴于外部部分延伸超过框架的内周边缘，这个周边缘被认为是框架的内周边缘(因为元件9将框架延伸至护罩)。

此外，图7和8中的实施例和图6中所展示的实施例可以组合，使得第一可变形元件9插入在护罩6与支架7之间，第二可变形元件9插入在护罩6与加固框架5之间。这使得可以将对支架7的必要保护、以及因此对短舱的主要部分P2的必要保护与对加固框架5的增强保护组合起来。

最后，图9展示了在上述实施例的各种变体中可以实现护罩6、加固框架与托架7之间的连接的事实。例如，在图9的实施例中，护罩6和加固框架5连接至前支架71，前支架本身连接至内部结构3和支架7。在本例中，加固框架5通过可变形元件9连接至前支架71，该可变形元件是可选的。

护罩6、加固框架5、以及支架7之间的连接(如果需要的话，经由可变形元件9)可以是穿过所有的这些元件的共用连接。替代性地，护罩6和加固框架5可以仅连接至前支架71(如图10所展示的)，前支架由单独的连接件连接至支架7。例如，护罩6、加固框架5与前支架71之间的连接只能沿着所述前支架71的周边实现，与支架7的连接交替进行，例如像图9所示的共用连接。

因此，由此开发的本发明使得在短舱受到外来物体撞击的事件中，能够首要地保护加固框架。由于加固框架受到保护，其不再需要确保防止外来物体的撞击、尤其是鸟类撞击的功能(或在较小程度上确保这一功能)，并且加固框架的组成和构型可以在一定程度上进行修改。可以使用比已知的现有技术更轻的加固框架。前框架可以做得更轻或被取消。

Claims

1.一种飞行器推进系统的短舱的前段部分(P1)，所述前段部分(P1)具有允许空气进入的前端部以及后端部，所述前段部分(P1)具有：

-进气口唇缘(1)，所述进气口唇缘布置在所述前端部处，

-内部结构(3)，所述内部结构延伸所述进气口唇缘(1)的内表面(11)，

-外部面板(4)，所述外部面板延伸所述进气口唇缘(1)的外表面(12)，

-加固框架(5)，所述加固框架围绕所述短舱的延伸的纵向轴线(A)呈环形，所述加固框架(5)布置在所述前段部分(P1)的所述后端部处，所述加固框架(5)包括连接至所述外部面板(4)的外周边缘(52)，

其特征在于，

所述短舱的所述前段部分还具有环形护罩(6)，所述环形护罩定位在所述加固框架(5)前方，并且将所述加固框架(5)的内周边缘(51)连接至所述内部结构(3)，

所述护罩具有朝向所述外部面板(4)延伸超过所述加固框架的内周边缘(51)的部分，所述部分相对于所述加固框架(5)形成非零角度，以便相对于所述加固框架(5)在所述部分的后方形成自由空间(8)，从而允许所述护罩(6)在外来物体(10)穿过所述进气口唇缘(1)进入并且撞击所述护罩(6)的撞击的事件中变形，以便吸收所述撞击能量中的全部或一些能量。

2.根据权利要求1所述的短舱的前段部分，还具有前框架(2)，所述前框架用于封闭所述进气口唇缘(1)的除冰管道。

3.根据权利要求1和2中任一项所述的短舱的前段部分，其中，所述加固框架(5)相对于所述纵向轴线(A)正交的平面以角度β倾斜，所述角度在15°、即所述加固框架在所述短舱的前段部分的前部的方向上倾斜与80°、即所述加固框架朝向所述短舱的前段部分(P1)的后部倾斜之间。

4.根据前述权利要求之一所述的短舱的前段部分，其中，所述护罩(6)具有朝向所述短舱的前段部分(P1)的前部定向的凹形形状。

5.根据权利要求1至3之一所述的短舱的前段部分，其中，所述护罩(6)具有基本上I形、L形、或C形截面。

6.根据权利要求1至3之一所述的短舱的前段部分，其中，所述护罩(6)具有在所述护罩中形成所述自由空间(8)的封闭截面，例如，基本上O形、D形、或g形截面。

7.根据前述权利要求之一所述的短舱的前段部分，其中，所述护罩(6)是金属的，并且在截面上具有厚度在1mm至3mm之间的分支。

8.根据前述权利要求之一所述的短舱的前段部分，其中，可变形元件(9)被插入在所述护罩(6)与所述加固框架(5)之间。

9.根据前述权利要求之一所述的短舱的前段部分，所述短舱的主要部分(P2)的支架(7)也连接至所述护罩，其中，可变形元件(9)被插入在所述护罩(6)与所述支架(7)之间。

10.根据前述权利要求之一所述的短舱的前段部分，其中，可变形外部元件(91)被插入在所述加固框架(5)与所述外部面板(4)之间。

11.一种飞行器推进单元的短舱，所述短舱具有根据前述权利要求之一所述的前段部分(P1)。

12.一种飞行器，所述飞行器具有推进单元，所述推进单元具有根据权利要求11所述的短舱。