CN113227557A - 设计成设置在用于飞行器涡轮机的安装支柱的一个端部与该涡轮机的界定流间隔室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)，该耐火装置被设计成设置在双流式飞行器涡轮机的安装支柱与所述涡轮机所装备的连接整流罩之间，连接整流罩被设计成将界定流间隔室的上游环连接到径向地延伸穿过所述涡轮机的次级流的臂。根据本发明，装置(50)包括沿着不同线(72a，72b)延伸的两个接触唇部(52a，52b)，具有C形截面的第一唇部(52a)整合在接触结构(73)内，第二唇部(52b)具有在其端部处的突出阻挡部分(63)，该突出阻挡部分保护所述接触结构(73)。

Description

设计成设置在用于飞行器涡轮机的安装支柱的一个端部与该 涡轮机的界定流间隔室的整流罩之间的改进的耐火装置

技术领域

本发明涉及双流式飞行器涡轮机的流间隔室与该涡轮机的安装支柱的上游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发生的火灾蔓延到安装支柱的上游区域中。

本发明适用于任何类型的双流式涡轮机，特别是涡轮喷气发动机。

背景技术

在双流式飞行器涡轮机中，通常在风扇的下游设置有一个或多个臂，该一个或多个臂径向地延伸穿过次级流。该臂通常被布置成将位于中间壳体的外壳层周围的风扇隔室连接到流间隔室。传统上，这两个隔室容纳设备和附属设备，而设置在这两个隔室之间的臂使得各个元件(例如电缆和/或流体管)能够通过。

这种臂的径向内端部连接到上游环，该上游环部分地、径向地朝向外部界定流间隔室。因此，该环形成所有整流罩的上游端部，这些整流罩形成流间隔室的外壳体。为了确保臂与上游环之间的接合，在臂与上游环之间插入两个连接整流罩，这两个连接整流罩分别横向地位于安装支柱的上游端部的任一侧。

实际上，安装支柱可具有上游端部，该上游端部靠近延伸穿过次级流的臂与流间隔室的上游环之间的接合处，安装支柱用于将涡轮机紧固在飞行器的机翼元件上。因此，出现了防火功能问题，因为防火功能试图避免可能在流间隔室中爆发的火焰蔓延，特别是防止该火焰到达位于附近的安装支柱的上游区域。

因此，有必要实现一种耐火装置，该耐火装置的设计保证所需的功能，使耐火装置能够容易地整合到有关区域的密集、复杂环境中，并使耐火装置易于制造。

发明内容

为了解决这个问题，首先，本发明的目的是一种耐火装置，该耐火装置旨在被设置在双流式飞行器涡轮机的安装支柱的上游端部与配备给该涡轮机的连接整流罩之间，所述连接整流罩旨在将上游环连接到臂，该上游环径向地朝向外部界定流间隔室的一部分，该臂径向地延伸穿过涡轮机的次级流。根据本发明，该装置包括：-接触结构，该接触结构包括第一接触唇部，该第一接触唇部优选地具有C形截面，并限定沿着第一线延伸的第一接触端部，该第一线优选地为曲线，接触结构还包括在第一接触唇部的纵向端部中的一个纵向端部处的端部部段，端部部段的端部中的一个端部是敞开的并处于第一唇部的延续部中，且端部部段的另一端部被阻挡；-支撑部分；以及-第二接触唇部，该第二接触唇部通过支撑接触结构的端部部段的接合区域由支撑部分支撑，该第二接触唇部具有沿着不同于第一线的第二线延伸的第二接触端部，该第二接触唇部在第二接触唇部的端部中的一个端部处具有根据第二线突出的阻挡部分，该阻挡部分与端部部段的被阻挡端部相距一定距离定位并面对该被阻挡端部。

因此，本发明被证明是有利的，因为本发明提供了一种被证明是有效的耐火装置，该耐火装置优选地整合到其环境中，且该耐火装置被设计成例如通过将该耐火装置制造成一体件而使该耐火装置特别易于制造且成本较低。

通过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部，可以有效地实现一体件形貌。就此而言，与例如实施所谓的珠形或灯泡形管状接触区域相反，这些不需要在装置的制造期间使用插入件。此外，唇部通常被证明容易变形，这样就不必在唇部组装完之后对唇部进行特定的预应力操作。保证唇部的防火屏障功能所需的变形可以简单地由周围元件的按压产生，例如按压旨在在该区域中收缩的可移动的机舱罩密封件。

应当注意的是，这些优点不会因为端部部段以在其端部中的一个端部处被阻挡的形式存在而受到质疑，因为端部部段在其另一端部处保持敞开。这一特征特别地保证了易于制造一体式部件。由于端部部段的横向截面比其延伸的第一C形唇部的横向截面更多地延长，设置在第一接触唇部的纵向端部中的一个处的该被阻挡端部部段使得能够更容易地局部控制密封。

此外，第一接触唇部的C形形状被证明是有利的，因为该第一接触唇部与现有的耐火装置具有兼容性，该耐火装置包括在其纵向端部处装备有连接销的灯泡形密封件。实际上，根据本发明的耐火装置的第一接触唇部的纵向端部因此可以与附加耐火装置的连接销完美地配合，该附加耐火装置已经安装在推进单元上。这种形状的互补促进了两个装置之间的接合，这相当于将销互锁到第一接触唇部的敞开部段中。

换句话说，第一唇部的C形形状使得可以促进根据本发明的装置与已经配备给推进单元的常规装置的连接。因此，当该推进单元包括以彼此延续的方式连接的两个耐火装置时，可以仅更换两个装置中的一个。因此，这些耐火装置的维护方便和可靠。

此外，通过接触结构和第二接触唇部，根据本发明的耐火装置使得可以形成两个不同且基本上邻近的物理屏障。一个物理屏障被设置成阻止流间隔室中的可能的火，使得该可能的火不会周向地朝向支柱的侧部面蔓延或径向地朝向支柱的上游端部面蔓延，而另一个物理屏障被设置成使得该可能的火不会沿着支柱的同一侧部面轴向地向下游蔓延。

本发明的特定特征中的一个特定特征在于，在第二接触唇部内存在突出的阻挡部分。该阻挡部分覆盖设置在接触结构内、处于第一唇部的延续部中的端部部分的被阻挡端部，而不与该被阻挡端部接触。在操作期间，当该端部部分可选地变形以允许通向火焰的开口部段出现时，覆盖该端部部分的阻挡部分有利地降低了该火焰轴向地穿入到支柱的上游区域中的风险，或者甚至将风险降低为零。保持在第二唇部的阻挡部分和延伸了第一唇部的被阻挡端部之间的间隙无法在推进单元的操作期间阻止接触结构的变形。该间隙通过第二唇部的阻挡部分和延伸了第一唇部的被阻挡端部形成一个弯道，这大大降低了火焰沿着弯道蔓延直到蔓延通过上述可能的开口部段的风险，该开口部段是由接触结构的被阻挡端部的变形引起的。

本发明优选地提供以下可选技术特征中的至少一个，该可选技术特征被单独地或组合地采用。

阻挡部分具有第一接触面以及第二面，该第一接触面形成第二接触唇部的第二接触端部的一部分，该第二面与第一接触面相对并通过移动靠近端部部段的被阻挡端部而远离第一接触面移动，该第二面优选地是弯曲的。

端部部段的被阻挡端部在属于第二接触唇部的阻挡部分的方向上具有圆顶形形状。在不脱离本发明的范围的情况下，端部部段还可以包括由被阻挡端部延伸的灯泡形部段。

在第二线的方向上，阻挡部分的端部相对于第一接触端部回缩。这限制了该阻挡部分与第一接触端部所压靠的元件发生接触并在该接触之后变形的风险。

如前所述，该装置优选为一体件。

所述第二线是笔直的，且优选地基本上正交于第一基本上平坦的接触表面，第一曲线内接在第一基本上平坦的接触表面中。然而，在不脱离本发明的范围的情况下，可以根据待接触的支撑表面保留其它线形状和其它倾斜。

该装置还包括支撑第一接触唇部的紧固部分，所述紧固部分优选地通过孔被紧固元件穿过。

在第二唇部及其接合区域的对面，支撑部分支撑细长紧固元件。然后，这些细长紧固元件可以容易地与连接整流罩配合，以更好地保持连接整流罩。

该装置通过至少一个由弹性体材料制成、优选地由硅酮材料制成的层以及至少一个纤维层叠加而形成，该至少一个纤维层优选地由陶瓷、玻璃或间芳族聚酰胺(聚(间苯二甲酰间苯二胺))制成。然而，在不脱离本发明的范围的情况下，其它类型的层也是可能的。应当注意的是，陶瓷纤维织物层被证明对于耐火功能特别有效，而玻璃纤维层使得在根据最后一个方向的机械应力的情况下，可以使堆叠变硬并限制硅酮弹性体在正交于层的叠加方向的平面中蠕动。最后，间芳族聚酰胺纤维层也使这种硬化成为可能。

优选地，一个或多个纤维层在第一接触唇部和端部部段的整个长度上延伸，其延伸方式与一个或多个纤维层在第二接触唇部的整个长度上延伸、包括在第二接触唇部的阻挡部分上延伸的方式相同。

本发明的另一目的是一种用于飞行器的推进单元，该推进单元包括双流式飞行器涡轮机以及涡轮机的、旨在将涡轮机紧固在飞行器的机翼元件上的安装支柱，

涡轮机包括布置在涡轮机的主流与次级流之间的流间隔室、以及径向地延伸穿过次级流并与流间隔室连通的臂，流间隔室部分地由上游环径向地朝向外部界定，上游环借助于两个连接整流罩连接到臂，这两个连接整流罩在推进单元的横向方向上分别布置在安装支柱的上游端部的任一侧上，

安装支柱的上游端部包括两个侧部面以及遵循该上游支柱端部的基部的轮廓的周边支承表面。

根据本发明，推进单元还包括与这两个连接整流罩中的至少一个相关联的、如前所述的耐火装置，该耐火装置被设置在安装支柱的上游端部与连接整流罩之间，该装置被紧固到该连接整流罩上。

优选地，第一接触唇部的第一接触端部搁置在安装支柱的上游端部的周边支承表面上，且第二接触唇部的第二接触端部搁置在安装支柱的上游端部的相应侧部面上。

优选地，第一曲线内接在第一基本上平坦的接触表面中，并与单元的横向方向以及纵向方向基本上平行，并且由第二接触唇部限定的第二线是与单元的竖直方向基本上平行延伸的直线。

优选地，第二接触唇部优选地在安装支柱的上游端部的侧部面与可移动的机舱罩密封件之间受力。

最后，推进单元还包括与两个连接整流罩中的另一个相关联的附加耐火装置，该附加耐火装置被设置在安装支柱的上游端部和连接整流罩之间，该附加装置紧固到该连接整流罩，该附加耐火装置包括呈灯泡密封形式的接触结构，该接触结构的一个纵向端部装备有连接销，该连接销与属于耐火装置的第一接触唇部的另一纵向端部配合。如前所述，该特定特征说明了这样一个事实，即本发明具有一种形状，使得能够将该装置组装在具有不同设计且已经就位于推进单元上的另一现有装置上。

本发明的其它优点和特征将在以下非限制性的详细描述中变得显而易见。

附图说明

该描述将参照附图给出，在附图中，

[图1]是根据本发明的优选实施例的推进单元的局部透视示意图；

[图2]是在图1中示出的推进单元的一部分的分解透视图；

[图3]示出了在前一个图中示出的部分的透视图；

[图4]是在前一个图中示出的部分的侧视图，其中，耐火装置用虚线表示；

[图5]是沿着图4的线V-V截取的截面图；

[图6a]是在前述视图中示出的耐火装置的透视图；

[图6b]是根据另一视角的与前一个图类似的透视图；

[图6b’]是根据替代实施例的与前一个图类似的透视图；

[图6c]是沿图6b的平面Pc截取的横穿端部部段的截面图；

[图6c’]是沿图6b’的平面Pc截取的横穿端部部段的截面图；

[图6d]是在图6a和图6b中示出的耐火装置的一部分的俯视图；

[图7]是在图2至图4中示出的部分的透视图，图示了由于耐火装置获得的密封线；

[图8]示出了在图2至图4中示出的部分的透视图，特别示出了处于受力状态的耐火装置的第二接触唇部；

[图9]是沿着图10的线IX-IX截取的截面图；

[图10]是沿着图9的线V-V截取的截面图；

[图11]示出了诸如在前述视图中示出的耐火装置与附加常规装置之间的关联部；

[图12]是在图11中示出的装置的关联部的一部分的后视图；

[图13]是与前一个图的视图类似的示意图；

[图14]是沿着图13的线XIV-XIV截取的截面图；

[图15]是在图6a中示出的装置的一部分的放大透视图；

[图16]是在前一个图中示出的装置的一部分的仰视图；

[图17]示出了从下游观察的轴向视图，特别示出了处于最小应力状态下的耐火装置的第二接触唇部；

[图17a]示出了经受与图17相同的应力状态的装置的透视图；

[图18]示出了与图17类似的从下游观察的轴向视图，特别示出了处于最大应力状态下的耐火装置的第二接触唇部；

[图18a]示出了经受与图18相同的应力状态的装置的透视图。

具体实施方式

首先参照图1，部分地示出了根据本发明的优选实施例的推进单元100。该单元100包括用于飞行器的双流式涡轮机1、以及该涡轮机的、使该涡轮机位于飞行器的机翼元件(未示出)上的安装支柱9。

推进单元100具有纵向方向X，纵向方向X还对应于涡轮机1的纵向方向和支柱9的纵向方向。单元100还具有横向方向Y以及竖直方向Z，竖直方向Z对应于高度方向。三个方向X、Y和Z相互正交并形成直接三面体。

优选地，支柱9使得可以将涡轮机1悬挂在飞行器的机翼下方。该支柱包括结构部分，该结构部分旨在承受来自涡轮机的力，该部分通常被称为主结构或刚性结构。该支柱通常采用箱体形状，图1中仅示出了该支柱的上游端部7。该结构还装备有呈空气动力学导流体形式的次级结构(未示出)。

在所描述和所示的优选实施例中，涡轮机1是双流、双主体涡轮喷气发动机。涡轮喷气发动机1具有与方向X平行的纵向中心轴线2，涡轮喷气发动机1的各个部件围绕该纵向中心轴线2延伸。该涡轮喷气发动机基于通过该涡轮机的气体流动主方向5从上游到下游包括风扇3，接着是通常由压缩机、燃烧室和涡轮组成的气体发生器。气体发生器的这些元件被中心壳体6(也被称为“芯”壳体)围绕，该中心壳体径向地朝向内部界定流间隔室8a。此外，该隔室8a由一个或多个整流罩径向地朝向外部界定，图1中仅示出了该一个或多个整流罩的上游环10。上游环10被布置在涡轮喷气发动机的中间壳体14的毂12的下游延续部中。中间壳体14还包括位于风扇壳体18的下游延续部中的外壳层16。中间壳体14还包括出口引导叶片20，出口引导叶片20被布置在风扇叶片的下游并将毂12连接到外壳层16。

风扇壳体18和外壳层16一起径向地朝向内部界定风扇隔室8b。此外，该隔室8b由一个或多个整流罩(未示出)径向地朝向外部界定，从而形成涡轮喷气发动机的机舱的一部分。正如流间隔室8a一样，该隔室8b容纳设备和附属设备，如现有技术中众所周知的。

一个或多个臂22被设置成连接这两个隔室8a、8b。例如两个臂22装备涡轮喷气发动机，这两个臂22分别布置在所谓的12点钟和6点钟的时钟位置。这些臂22是中空的，且这些臂22例如使电缆和/或流体管循环经过。更精确地，这些臂将外壳层16的下游部分连接到上游环10。为此，这些臂延伸穿过涡轮喷气发动机的次级流26，该流部分地由壳层16和设置在壳层下游的整流罩(未示出)朝向外部界定，且部分地由流间隔室8a的上游环10朝向内部界定。次级流26添加到主流28，主流28通常经由气体发生器传输。

现在参照图2至图5，示出了推进单元100的包括支柱9的上游端部7的那一部分、位于12点钟的时钟位置的臂22以及上游环10。更具体地，在支柱9的上游端部7的沿着方向Y的两侧上，设置有两个连接整流罩30，以确保臂22与上游环10之间的空气动力学接合。每个整流罩分别布置在支柱9的任一侧上。因此，该单元不是以360°完全封闭，而是该单元具有以12点钟的时钟位置为中心的角开口，在该角开口处，两个连接整流罩30确保与臂22的径向内端部的接合。

在图中，各个元件之间的组装件仅针对支柱的一侧示出，但是应当理解，在支柱9的上游端部7的另一侧上设置有相同或类似的、优选地对称的组装件。因此，在支柱9的每一侧上，连接整流罩30具有上游端部32，上游端部32旨在位于中间壳体毂的下游延续部中。连接整流罩30的顶端部33(沿着径向向外的方向)连接到臂22的壁，而连接整流罩30的周向端部35连接到上游环10的周向端部。最后，连接整流罩30的下游端部38形成带角度的槽扇区形的容纳部39，容纳部39容纳机舱密封件40，机舱密封件40优选地由可移动的机舱罩(在图2至图5中未示出)支撑。该密封件40(也被称为三分支密封件或三脚架密封件)实际上包括节点，第一密封部分40a、第二密封部分40b和第三密封部分40c从该节点延伸，第一密封部分40a收缩到容纳部39中，然后收缩在上游环10上，第二密封部分40b收缩到容纳部39中，然后收缩在臂22上，第三密封部分40c收缩在支柱的侧部面42上。密封件40的每个分支是球形或珠形的管状类型。

因此，在密封件40上安装有可移动的机舱罩闭合部之后，密封件40采用图3所示的位置，于是该罩具有布置在连接整流罩30的外表面34的下游延续部中的外表面。

支柱9的上游端部7具有基部44，两个侧部面42特别地从基部44延伸。基部44与遵循该基部44的轮廓呈大致U形的周边支承表面46形成为一体件。周边支承表面基本上是平坦的，平行于方向X和Y，且基本上正交于侧部面42。周边支承表面的功能主要在于在支柱的上游端部7与流间隔室8a之间建立防火屏障。为了实现该功能，单元100包括本发明特有的耐火装置50，该耐火装置50与每个连接整流罩30相关联。在稍后将描述的本发明的替代实施例中，单元100包括本发明特有的并与两个连接整流罩30中的一个连接整流罩相关联的耐火装置，以及与另一连接整流罩30相关联的更常规的附加耐火装置。

通过例如相对于穿过轴线2的纵向平面XZ对称地设计，两个连接整流罩30可以具有相同或类似的设计。在图2中示意性地示出了这种构造，图2还示出了本发明特有的两个装置50的关联，这两个装置50在其上游端部处接合，以共同限定与这两个装置50收缩抵靠的周边支承表面46的轮廓相似的轮廓。

参照图2至图5，仅描述了两个装置50中的一个装置，通过例如相对于穿过轴线2的纵向平面XZ对称地设计，这两个装置50的设计相同或相似。

因此，耐火装置50被设置在支柱的上游端部7与其相关联的连接整流罩30之间，该同一装置被紧固在相关联的连接整流罩30上。通常，装置50具有第一接触唇部52a以及第二接触唇部52b，第一唇部52a以其一半部分搁置抵靠在周边支承表面46的径向外表面上。该第一接触唇部52a防止在流间隔室8a中爆发的火灾周向地朝向支柱的侧部面42蔓延，或沿着该同一支柱的上游端部面的方向径向地朝向外部蔓延。

就其本身而言，第二接触唇部52b在机舱密封件40的两个部分40a、40b的下游搁置在支柱的侧部面42上。第二接触唇部52b被设计成阻止流间隔室8a中可能存在的火，使得火不会沿着支柱的侧部面42轴向地向下游蔓延。

尽管在飞行器的各个飞行阶段期间可能观察到涡轮喷气发动机与支柱之间的相对运动，但是装置50通过其唇部52a、52b提供了一种用于产生防火功能的巧妙且有效的解决方案。

图5示出了由于涡轮喷气发动机与支柱之间的相对位置而产生的具有低压缩水平的第一唇部52a。该第一唇部52a具有对应于其在无应力状态下的标称形状的C形、优选地半圆形的横截面。因此，当第一唇部52a被压缩时，第一唇部52a具有趋于平坦/椭圆形的形状，这导致其两个周向端部53在对应于方向Z的压缩方向上彼此靠近地移动。

两个周向端部53中的一个周向端部通过与周边支承表面46基本上相切而搁置抵靠在该支承表面上。另一端部53由紧固部分56支撑，紧固部分56由螺栓或铆钉类型的紧固元件54穿过。实际上，这些元件54穿过装置50的紧固部分56，以及连接整流罩30的第一支撑件58，该紧固部分56径向地朝向内部位于第一支撑件58与周边支承表面46之间。第一支撑件58大致呈侧向地朝向外部敞开的U形，而第一半圆形唇部52a侧向地朝向内部敞开。

因此，紧固部56在方向Z上与U形件58的基部平行地向下延伸，直到连接到第一半圆形唇部52a的周向端部53中的一个周向端部。紧固部分56与端部53之间的柔性连接区域靠近U形件的基部与其下分支之间的连接区域来定位。因此，第一唇部52a的上部部分优选地搁置抵靠在第一U形支撑件58的下分支上。

此外，在如图5所示的横截面中，第一唇部52a的两个周向端部53优选地内接在竖直假想线上，紧固部分56沿着该竖直假想线延伸。这种几何形状特别是在第一唇部52a的无应力状态下观察到。然而，应该规定，耐火装置50的设计使得可以保持第一唇部52a与周边支承表面46之间的接触，而不考虑在涡轮喷气发动机与支柱之间观察到的相对运动，以及在三个方向X、Y和Z中的每一个方向上观察到的相对运动。

通过支柱，与支承表面46配合的周向端部53限定了装置50的第一接触端部70a的大部分。该第一接触端部70a由来自在图6a至图6d中标明的端部部段71的一小部分完成。在该实施例中，端部部段71是灯泡形部段，即是管状部段，优选地具有圆形横截面，其中，中空部分优选地保持为空。该部段71与第一唇部52a一起形成接触结构73，接触结构73旨在搁置在支柱的周边支承表面46上。

部段71被布置在第一唇部52a的下游纵向端部75a的延续部中。更具体地，圆灯泡形部段71具有敞开的上游端部77a，上游端部77a位于唇部52a的下游纵向端部75a的延续部中。因此，在由端部75a、77a操作的唇部52a与部段71之间的过渡处，接触结构73从圆形部段变成半圆形部段，可选地逐渐变成半圆形部段，但优选地突然变成半圆形部段。更一般地，无论唇部52a的形状和部段71的形状如何，接触结构73从封闭部段(在部段71内)变成该封闭部段的一半(在U形唇部52a内)。

两个端部75a、77a的外径和内径分别基本上相同。因此，即使可以观察到微小的变化(例如在大于或小于15％的范围内)，但是就此而言，这些直径在接触结构73的整个长度上基本上恒定。

部段71的下游端部77b被阻挡。该下游端部是圆顶形的，例如具有圆顶的形状。由于该阻挡以及部段71的管状形状，接触结构73的该下游部分确保了密封，该密封由于横向面积大于由该部段延伸的第一C形唇部52a的横向面积而得到加强且更容易获得。特别地，这使得该部分71可以接触支柱9的侧部面42和周边支承表面46两者。

如前所述，圆灯泡形部段71仅构成接触结构73的一小部分，即仅构成接触结构73的下游端部。优选地，圆灯泡形部段71的长度表示为不大于接触结构73的总长度的20％，且还更优选地表示为小于接触结构73的总长度的15％。就这一点而言，图6b’和图6c’表示替代实施例，在该替代实施例中，端部部分71仅以较短的长度延伸。该部分71不再必须具有灯泡形部段，但是可以减小为大致圆顶形状，在其连接到第一唇部52a的上游端部77a处敞开且在其下游端部77b处被阻挡。换句话说，该部分71在图6a至图6d所示的实施例的部分71的圆顶形被阻挡端部处减小。如图6c’中最好看到的，圆顶形部段71的径向下端部可具有在上游端部77a处敞开的凹口55。在推进单元操作期间，该凹口55能够进一步控制部段71在压缩状态下的变形。

无论设想的实施例如何，对于唇部52a，部段71的圆形/圆顶形状对应于其在无应力状态下观察到的标称形状。因此，一旦布置在推进单元上，该部段71也经受由涡轮喷气发动机与支柱之间的相对运动引起的扁平化/椭圆形化，且这在三个方向X、Y和Z中的每一个方向上进行。然而，基本上在压缩时受力的该部段上可以观察到其它类型的变形，而不脱离本发明的范围。

部段71的径向下端部和第一接触唇部52a一起使得可以在周边支承表面46上建立第一密封线。如图7所示，这涉及第一曲线72a，该第一曲线72a遵循与接触结构相关联的支承表面半部分46的轮廓。该接触结构70的第一接触端部70a(在图7中未示出，但在图6a和图6b中可见)沿着该第一曲线72a延伸，该第一曲线72a大致为L形。

装置50还整合了上述第二唇部，该第二唇部的功能是在支柱9的侧部面42上建立第二密封线72b。该第二线优选地为笔直的，基本上平行于方向Z。优选地，图7中所示的两条线72a、72b在装置50的径向内下游端部接合。尽管接触结构和第二唇部在端部部段处可以直接相邻，但是接触结构和第二唇部也可以由在图6b、图6b’中可见的材料连接件79连接，该材料连接件将部段71的阻挡下游端部77b连接到第二接触唇部52b。

再次参照图6a至图6d、图6b’和图6c’，将更详细地描述装置50。在这些图中，首先表示第一曲线72a，第一唇部52a和端部部段71沿着第一曲线72a依次出现。线72a内接在第一基本上平坦的接触表面S1中，该第一基本上平坦的接触表面S1对应于周边支承表面46的径向外表面。该表面S1可以是严格平坦的，或者具有一个或多个非常浅的水平位，例如不超过几毫米。因此，表面S1优选地对应于推进单元100的平面XY。此外，内接在该XY平面中的第一曲线72a实际上大致为L形，其中，L形的基部和L形的分支之间的角度可以被圆化，并且其中，分支的自由端部也可以被圆化。

紧固部分56从唇部52a沿着方向Z向上延伸，呈板片形式，该板片上穿有通孔76，该通孔76旨在由前述螺栓54穿过。通孔76可以通过随后附接在装置50上的插入件81来加强。

在第一唇部52a的下游纵向端部75a或其上游处，装置50包括支撑部分60，支撑部分60也从该唇部的上周向端部53基本上沿着方向Z向上延伸。更具体地，该支撑部分60具有更大的厚度，且该支撑部分邻近于肋80，该肋80被设置成增强装置50的机械强度。肋80以块状形式设置在紧固部分56和支撑部分60之间。肋80还基本上沿着方向Z向上延伸，平行于紧固部分56，在第一曲线72a的方向上，肋80可从紧固部分56移开。肋80具有介于紧固部分56的厚度和支撑部分60的厚度之间的中间厚度。肋80在方向Z上的高度也是如此，介于紧固部分56的高度和支撑部分60的高度之间。

支撑部分60的目的是通过设置在支撑部分60与第二唇部52b之间的接合区域62支撑第二唇部52b。接合区域62具有减小的厚度，并用作第二唇部52b处的铰接部，第二唇部52b优选地保持笔直且在弯曲期间不变形或很少变形，而不考虑所承受的压缩水平。

接合区域62从支撑部分60基本上沿着方向X向下游延伸。在其径向内端部处，接合区域62支撑部段71的上部部分，该上部部分位于唇部52b的下游，唇部52b由同一接合区域62的下游端部支撑。

第二唇部52b的第二接触端部70b沿着第二线72b延伸，第二线72b优选地是笔直的，且优选地基本上垂直于第一接触表面S1。因此，第二直线72b优选地基本上沿着方向Z延伸，使得唇部52b接触支柱的相关的侧部面。

由元件60、62和52b形成的单元的径向外端部是倾斜的，如在图6b中最好地看到的。

此外，第二接触唇部52b的厚度从图6a中所示的基部68b朝向第二接触端部70b逐渐增大。因此，第二接触端部70b可以具有如下表面特征：例如呈平坦竖直条的形式。在该图6d所示的无应力状态下，在支柱(未示出)的侧部面处的法线64b与第二大致唇部方向66b之间可以观察到倾斜角度B0，该第二大致唇部方向66b限定在唇部52b的第二接触端部70b和基部68b之间。

在装置50的组装状态下，其第二接触唇部52b通过机舱密封件的第三部分40c沿着方向Y受力。参照图8，当机舱罩82(仅示意性地示出)关闭时，与该罩成一体的、密封件40的第三分支40c压在第二唇部52b上。然后该第二唇部在支柱的侧部面42和接合部40的第三部分40c之间受力，这涉及唇部52b根据其接合区域62枢转。由于这种枢转，角度B0相对于在图6d的无应力状态下观察到的角度增加。该角度B0的值取决于耐火装置50的压缩水平，该耐火装置50的压缩水平本身取决于涡轮喷气发动机与支柱之间的相对运动的幅度。图8还示出了密封件40的第三部分40c在方向Y上受力，这意味着密封件40的管状密封部分在机舱罩82与唇部52b之间变形。因此，在无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，采用例如椭圆形、卵形或类似的形状。

该图8还示出了部段71的存在极大地限制了支柱的侧部面42与同一部段之间的泄漏部段91，即使在导致角度B0的较高值的显著变形水平下也是如此。提供这样的下游端部(在下游为圆顶形状，在上游敞开)的事实有助于容易地获得与支柱的侧部面42的满意和受控的密封。因此，即使在第二唇部52b的显著枢转期间，泄漏部段91仍然是合理的。就此而言，该部段91受到第二唇部52b的特定形状的限制，这将在后文参照图6a、图6b、图6b’、图6c’、图15和图16进行描述。

仍然参照图8，示出了装置50的支撑部分60被接纳在第二支撑件86中，在连接整流罩30的下游端部38处，该第二支撑件86被设置在连接整流罩30上，该下游端部38形成在图2中可见的密封容纳部39。在图7中最好地看到的第二支撑件86在与唇部52b及其接合区域62所处的一侧相对的一侧上具有孔88，该孔88旨在接纳由支撑部分60支撑的细长紧固元件90。这些细长元件90与装置50制造成一体件，或者这些细长元件附接在装置50上。这些细长元件例如由杆形成，杆的端部旨在在与杆延伸穿过的第二支撑件86相对的表面上收缩。

本发明的另一特定特征在于耐火装置50的一体式制造。换句话说，装置50的所有前述元件优选地通过压缩模塑制成一体件。就此而言，由于灯泡形部段在其轴向端部中的一个轴向端部处保持敞开，且优选地仅沿非常短的长度延伸，因此这种一体式制造不会因灯泡形部段的存在而受到质疑。

细长紧固元件90可选地整体整合到该部分中，而插入件81被认为是附接在装置外部的元件，因为插入件形成装置的、用于紧固在连接整流罩30上的部分。

对于装置50的制造，这可以涉及单个弹性体块，但是单个弹性体块优选地结合到具有各种功能的一个或多个层。

在图9和图10所示的示例中，装置50是通过在其厚度92的方向上将由弹性体材料99制成且优选地由硅酮弹性体材料制成的层以及功能性纤维层110叠加而形成的。从功能性纤维层110来看，这可能涉及玻璃纤维织物层、陶瓷层或间芳族聚酰胺(聚(间苯二甲酰间苯二胺))层，玻璃纤维织物层、陶瓷层或间芳族聚酰胺(聚(间苯二甲酰间苯二胺))层增强了装置的刚度。随后，可以提供特定的耐火层，例如由陶瓷纤维制成的耐火层。优选地，这些耐火层被布置在装置的最暴露于火焰的区域中。层99的硅酮弹性体材料在大量热量的情况下降解并转化为二氧化硅，所使用的纤维织物110由于其网格特征而使得可以保留这些降解的颗粒。

多个层的交替还可以通过间芳族聚酰胺纤维层110完成，仍然用于增强单元的刚度。这些层中的一个层甚至可以涂覆在唇部的外表面上，以限制由接触部分造成的唇部的磨损和损坏。

层99和110优选地彼此平行，遵循装置50的轮廓。层99和110中的至少一个或多个层可以在装置50的整个高度上延伸，且在前述第一曲线72a的方向上从装置50的一个端部延伸到另一端部。

在方向X上，装置50的长度可介于30厘米至50厘米之间，而在方向Y上，该装置的宽度约为10厘米至20厘米。最后，在方向Z上，装置50的最大高度可以约为15厘米至20厘米。每个唇部52a、52b仅延伸几厘米。

关于由装置50获得的耐火性，除了符合标准要求ISO 2685-1998和AC20-135以外，还考虑了最不利的条件，即寻求飞行耐火性和地面耐火性。这涉及特别设计一种解决方案，确保在以下条件下具有防火功能：-火焰温度：1100±80℃；-振动：在50赫兹频率下为±0.4毫米；-压力：火灾试验的前5分钟为0.4巴；-试验持续时间：15分钟，分为两个阶段：5分钟：施加过压；10分钟：大气压力；-在有限时间内自熄。在上述实施例中，本发明特有的两个装置50与周向支承表面46相关联。在两个装置50各自的第一唇部52a的上游纵向端部75b处，两个装置50之间的接合被证明是特别容易的。实际上，这两个C形端部75b(在图6b中可以看到这两个C形端部75b中的一个)可以容易地重叠，从而在两个装置50之间的接合区域处提供用于耐火屏障的延续部。

但是本发明还被证明有利于安装在现有的推进单元上，以仅替换已经在该单元上就位的两个常规装置中的一个。该功能在图11至图14中表示，示出了根据本发明的装置50与常规设计的附加耐火装置50’之间的关联。两个装置分别旨在固定在推进单元的两个连接整流罩30上。

附加耐火装置50’具有常规设计，该常规设计具有彼此附接的多个元件。附加耐火装置50’总体上包括基本上在装置50’的整个长度上延伸的灯泡形密封件71’，该密封件旨在以装置50的接触结构73的方式压制在支柱的周边支承表面上。在如图11至图14所示的无应力状态下，灯泡形密封件71’具有圆形截面。

因此，这种灯泡形密封71’构成了附加装置50’的接触结构73’，并具有装备有连接销112’的上游纵向端部75b’。该销112’是中空的，也具有直径小于灯泡形直径的圆形截面，且可选地在其被阻挡的端部部分处倒角。关于装置50，其第一接触唇部52a的具有C形截面的上游纵向端部75b被证明完全适于配合该连接销112’。实际上，C形截面的内径可以基本上等于连接销112’的外径，使得连接销112’可以容纳在C形上游纵向端部75b的内部。在图12至图14中可见的这种覆盖物类似于联锁件，使得可以确保在新装置50与已经安装在推进单元上的附加装置50’之间的接合处的耐火屏障延续。因此，通过所提出的本发明的设计，仅更换两个现有装置中的一个是容易的。

现在参照图6a、图6b、图6b’、图6c’、图15和图16，将描述第二唇部52b的具体设计。这并不终止于材料韧带79，但是第二唇部在其径向内端部处包括根据第二线72b突出的阻挡部分63。因此，该突出部分63在第一线72a的方向上将唇部52b延伸超过材料韧带79。因此，突出部分63被布置成面对端部部分71的被阻挡的下游端部77b并与端部部分71的被阻挡的下游端部77b相隔一定距离。换句话说，突出部分63在第一线72a的方向上面对被阻挡的下游端部77b，从而阻止在该圆顶形下游端部77b的方向上轴向向下游蔓延的火焰。

更具体地参照图15和图16，应当注意的是，该阻挡部分63(呈突出部的形式)具有内接在唇部52b的其余部分的延续部分中的几何形状。因此，该阻挡部分具有形成第二接触端部70b的下部部分的第一接触面63a，该第一接触面具有基本上平坦的几何形状，以抵靠支柱的侧部面收缩。在第一面的对面，突出部分63具有第二面63b，该第二面的形状使得第二面能够使火焰偏转，以使火焰横向地移动离开支柱的侧部面，并防止火焰穿入到敏感区域中。为此，第二面63b随着其移动靠近被阻挡端部77b而远离第一接触面63a移动，被阻挡端部在突出的阻挡部分63的方向上呈圆顶状。因此，第二面采用弯曲形状，该弯曲形状例如具有简单的曲率，以限定横向火焰偏转坡道。

第二面63b也位于第二唇部52b的上部部分的外表面的延伸部和延续部中，该表面在图15中标记为69。同样为弯曲形状的外表面69旨在被第三机舱密封部分40c覆盖。另一方面，在操作期间，该机舱密封部分40c不旨在覆盖第二唇部52b的突出部分63，因为该突出部分63低于密封部分40c径向地延伸。在这方面，如果本发明规定阻挡部分63根据第二线72b向下突出，则阻挡部分的突出长度优选地保持有限，以使阻挡部分的端部相对于第一接触端部70a回缩，从而沿着方向Z回缩。这限制了阻挡部分63在与支柱的侧部面接触时也与第一接触端部70a所压靠的周向支承表面46发生接触的危险。在第二线72b的方向上，阻挡部分63的下端部与支承表面46之间的间隙67b可以介于8毫米至13毫米之间，例如约为11毫米。阻挡部分63的突出距离67c就其本身而言可以介于10毫米至20毫米之间，例如约为16毫米。因此，阻挡部分63优选地在第二线72b的方向上终止于圆顶形被阻挡端部77b的中心以外。

两个面63a、63b在上游连接到阻挡部分63的第三连接面63c，该第三连接面与被阻挡端部77b一起限定轴向间隙67a。在图16中参照的该间隙67a可以介于2毫米至5毫米之间，例如约为3.5毫米。在同一图中，示出了第二面63b、间隙67a和被阻挡端部77b一起限定出弯道。这大大降低了火焰沿着该弯道蔓延直到蔓延通过上述可能的泄漏部段的风险，该泄漏部段是由接触结构的被阻挡端部77b的变形引起的。

现在参照图17、图17a、图18和图18a，示出了装置50在各种应力状态下抵靠周边支承表面46。图17和图17a示出了最小应力状态，在该最小应力状态下，在支承表面46处，在支柱的侧部面42与部段71的被阻挡端部77b之间的泄漏部段91是最小的。在该状态下，唇部52b的阻挡部分63可能不够低，以对朝向邻近支承表面46的泄漏部段91的火焰形成轴向障碍。然而，这仍然没有有害的后果，因为在该应力水平下观察到的非常小的部段91降低了火焰穿入到支柱的敏感区域的风险。此外，即使在该低应力水平下，阻挡部分63也可能形成轴向障碍，以阻止火焰朝向任何其它泄漏部段，该其他泄漏可能沿着支柱的与支承表面46相距一定距离的面42发生，且仍然是由于被阻挡端部77b的变形而导致的。

图18和图18a示出了最大应力状态，在最大应力状态下，阻挡部分63对被阻挡端部77b的覆盖是最佳的。因此，在支柱的侧部面42和部段71的变形端部77b之间的任何泄漏部段(不可见)都由轴向地面对该部段布置的阻挡部分63来保护，使其免受火焰的影响。

当然，本领域技术人员可以仅通过非限制性示例的方式对刚刚描述的本发明进行各种修改，这些修改的范围由所附权利要求限定。

Claims (10)

1.耐火装置(50)，所述耐火装置旨在被设置在双流式飞行器涡轮机(1)的安装支柱(9)的上游端部(7)与配备给该涡轮机的连接整流罩(30)之间，所述连接整流罩旨在将上游环(10)连接到臂(22)，所述上游环径向地朝向外部界定流间隔室(8a)的一部分，所述臂径向地延伸穿过所述涡轮机的次级流(26)，其特征在于，所述装置包括：

-接触结构(73)，所述接触结构包括第一接触唇部(52a)，所述第一接触唇部优选地具有C形截面，并限定沿着第一线(72a)延伸的第一接触端部(70a)，所述第一线优选地为曲线，所述接触结构还包括在所述第一接触唇部(52a)的纵向端部中的一个纵向端部(75a)处的端部部段(71)，所述端部部段的端部中的一个端部(77a)是敞开的并处于所述第一唇部(52a)的延续部中，且所述端部中的另一端部(77b)被阻挡；

-支撑部分(60)；以及

-第二接触唇部(52b)，所述第二接触唇部通过支撑所述接触结构(73)的端部部段(71)的接合区域(62)由所述支撑部分(60)支撑，所述第二接触唇部(52b)具有沿着不同于所述第一线(72a)的第二线(72b)延伸的第二接触端部(70b)，所述第二接触唇部(52b)在所述第二接触唇部的端部中的一个端部处具有根据所述第二线(72b)突出的阻挡部分(63)，所述阻挡部分(63)与所述端部部段(71)的被阻挡端部(77b)相距一定距离定位并面对所述被阻挡端部。

2.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述阻挡部分(63)具有第一接触面(63a)以及第二面(63b)，所述第一接触面形成所述第二接触唇部(52b)的第二接触端部(70b)的一部分，所述第二面与所述第一接触面相对并通过移动靠近所述端部部段(71)的被阻挡端部(77b)而远离所述第一接触面(63a)移动，所述第二面(63b)优选地是弯曲的。

3.根据权利要求1或权利要求2所述的装置，其特征在于，所述端部部段(71)的被阻挡端部(77b)在属于所述第二接触唇部(52b)的所述阻挡部分(63)的方向上具有圆顶形形状。

4.根据前述权利要求中任一项所述的装置，其特征在于，在所述第二线(72b)的方向上，所述阻挡部分(63)的端部相对于所述第一接触端部(70a)回缩。

5.根据前述权利要求中任一项所述的装置，其特征在于，所述装置是一体件。

6.根据前述权利要求中任一项所述的装置，其特征在于，所述第二线(72b)是笔直的，且优选地基本上正交于第一基本上平坦的接触表面(S1)，所述第一曲线(72a)内接在所述第一基本上平坦的接触表面中。

7.根据前述权利要求中任一项所述的装置，其特征在于，所述装置还包括支撑所述第一接触唇部(52a)的紧固部分(56)，所述紧固部分优选地通过孔(76)被紧固元件(54)穿过。

8.用于飞行器的推进单元(100)，所述推进单元包括双流式飞行器涡轮机(1)以及所述涡轮机的、旨在将所述涡轮机紧固在所述飞行器的机翼元件上的安装支柱(9)，

所述涡轮机(1)包括布置在所述涡轮机的主流(28)与次级流(26)之间的流间隔室(8a)、以及径向地延伸穿过次级流(26)并与所述流间隔室(8a)连通的臂(22)，所述流间隔室部分地由上游环(10)径向地朝向外部界定，所述上游环借助于两个连接整流罩(30)连接到所述臂，所述两个连接整流罩在所述推进单元的横向方向(Y)上分别布置在所述安装支柱(9)的上游端部(7)的任一侧上，

所述安装支柱的上游端部(7)包括两个侧部面(42)以及遵循该上游支柱端部(7)的基部(44)的轮廓的周边支承表面(46)，

其特征在于，所述推进单元(100)还包括与所述两个连接整流罩(30)中的至少一个相关联的、根据前述权利要求中任一项所述的耐火装置(50)，所述耐火装置被设置在所述安装支柱的上游端部(7)与所述连接整流罩(30)之间，所述装置(50)被紧固到所述连接整流罩上。

9.根据前一项权利要求所述的单元，其特征在于，所述第一接触唇部(52a)的第一接触端部(70a)搁置在所述安装支柱的上游端部(7)的周边支承表面(46)上，且所述第二接触唇部(52b)的第二接触端部(70b)搁置在所述安装支柱的上游端部(7)的相应侧部面(42)上。

10.根据权利要求8或权利要求9所述的单元，其特征在于，所述第一曲线(72a)内接在第一基本上平坦的接触表面(S1)中，并与所述单元(100)的横向方向(Y)以及纵向方向(X)基本上平行，并且由所述第二接触唇部(52b)限定的第二线(72b)是与所述单元的竖直方向(Z)基本上平行延伸的直线。

Images