CN113727912A - 短舱进气道和包括这种进气道的短舱 - Google Patents

短舱进气道和包括这种进气道的短舱 Download PDF

Info

Publication number
CN113727912A
CN113727912A CN202080031530.6A CN202080031530A CN113727912A CN 113727912 A CN113727912 A CN 113727912A CN 202080031530 A CN202080031530 A CN 202080031530A CN 113727912 A CN113727912 A CN 113727912A
Authority
CN
China
Prior art keywords
wall
support structure
nacelle
support
air
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN202080031530.6A
Other languages
English (en)
Inventor
吉纳·费里埃
帕特里克·博利奥
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Nacelles SAS
Original Assignee
Safran Nacelles SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Nacelles SAS filed Critical Safran Nacelles SAS
Publication of CN113727912A publication Critical patent/CN113727912A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
    • B64D29/06—Attaching of nacelles, fairings or cowlings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/047—Heating to prevent icing
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0206—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising noise reduction means, e.g. acoustic liners
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0233—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising de-icing means
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0266—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants
    • B64D2033/0273—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants for jet engines
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0266—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants
    • B64D2033/0286—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants for turbofan engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/60—Assembly methods
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本发明涉及一种用于飞行器发动机(6)的短舱(1)的进气道(3)，所述进气道(3)包括连接大致圆柱形内壁(32)和大致圆柱形外壁(33)的前边缘(31)，被配置成与涡轮发动机的壁的后凸缘(44)配合的前安装凸缘(34)，所述进气道的特征在于，其具有支撑结构(50)，所述支撑结构从被配置成在后凸缘(44)处固定到风扇壳体(42)的下端延伸，直到与进气道(3)的外壁(33)的至少下游部分接触的上端，所述支撑结构(50)包括检修孔(70)，所述检修孔被配置成在对进气道(3)进行维护操作期间由维护工具穿过。

Description

短舱进气道和包括这种进气道的短舱
技术领域
本发明涉及一种包括短舱和诸如涡轮喷气发动机的飞行器推进单元，并且特别地涉及这种短舱的进气道。
背景技术
飞行器由一个或多个涡轮喷气发动机推进，每个涡轮喷气发动机容纳在至少一个短舱内。通常，短舱具有管状结构，该管状结构包括涡轮喷气发动机上游的进气段、用于围绕涡轮喷气发动机的风扇的中间段以及容纳推力反向装置的下游段。
短舱的下游段围绕涡轮喷气发动机的燃气发生器，燃气发生器终止于位于涡轮喷气发动机下游的喷嘴。
特别地，短舱的进气段包括具有大致为环形形状的前边缘，其拦截朝向风扇的短舱进气流。
为此，特别是在风扇壳体处于中间段处的情况下，进气结构的其余部分具有基本上环形的结构，该环形结构包括确保短舱的外部空气动力学连续性的外板或壁，以及确保短舱的内部空气动力学连续性的内板或壁。进气道边缘确保这两个壁之间接合形成短舱的前缘，并且尤其可以集成到外板和/或内板，从而形成进气道的主壁。
通常，前边缘缘由一个单个环形部分构成，该环形部分直接固定在短舱内部的支撑隔板上。而且，应当注意，在“D”形前边缘后面使用上游隔板形成环形容积。
更具体地，短舱进气段通常包括：
-内壁，优选地设置有具有上游边缘和下游边缘的大致圆柱形的内部声学部件，该部件形成被称为“内筒”的进气道的声学护罩的至少一部分；
-基本上圆柱形的外壁；
-前边缘，连接形成前缘的内壁和外壁；
-下游安装凸缘，其被配置成用于将进气段安装到涡轮喷气发动机的壁的前凸缘；以及
-后隔板，具有下游端，以将外壁的外部部分固定到下游安装凸缘。
此外，进气道通常包括除冰系统。一种已知类型的除冰或防冰系统，特别是由文献EP0913326B1或US 2002/0179773A1所公开的除冰或防冰系统，包括围绕短舱的圆管，该圆管将涡轮喷气发动机上所采样的热空气供给该短舱的前边缘的内部容积，以加热其壁。
为了使层流区域向下游延伸，特别出于空气动力学的原因，期望短舱的前边缘延伸。但是其延伸不是不影响短舱其余部分的设计。特别地，短舱应当具有机械刚性性能，以在经受工作负荷时减少其变形。
这导致形成限制短舱的新鲜空气摄入的前边缘的部分在截面中观察时具有复杂的形状和大的尺寸。
为了解决这些问题，已经开发了所谓的“延伸的”边缘的概念，该边缘包括相对于内壁延伸至下游并且外部地覆盖风扇壳体的一部分的外壁，该外壁以及该边缘形成一体部分，也就是说，一体成型。
与短舱进气段的外罩和前边缘由单独部件构成的现有技术相比，现有技术中描述的这种设置允许节省材料质量和部件的复杂性。
然而，为了使这种设置有利，需要添加设置在外罩内部的环形加强件。此外，以这种方式形成的独特部件具有大尺寸和相当大的体积。其制造需要复杂且昂贵的工具。
然而，与短舱的进气段的外壁成一体的边缘的解决方案也遇到了适应其它要求的问题。
在这些问题中，特别要提及的是维护问题。实际上，为了检查不同的系统，例如除冰系统，或检查结构的状况，应当提供进入在前(或上游)和后(或下游)隔板之间组成的空间的入口，如果形成边缘的部分和外壁一体成型，则无法进入。
发明内容
本发明对这些缺点进行了补救，并且特别提供了一种解决方案，该解决方案在所谓的延伸边缘的空气动力学方面具有优点，同时确保了改进的维护。
为此，本发明涉及一种用于飞行器发动机的短舱的进气道，所述进气道包括前边缘，连接大致圆柱形的内壁和大致圆柱形的外壁；前安装凸缘，与涡轮喷气发动机的壁的后凸缘配合，所述进气道的特征在于，其具有支撑结构，所述支撑结构从下端延伸到上端，所述下端用于通过后凸缘处固定到风扇壳体，向上延伸到至少与进气道的外壁的下游部分接触的上端，所述支撑结构包括检修孔，所述检修孔被配置成在进气道的维护操作期间由维护工具穿过。
由于这些特征的这种组合，改善了进气道和短舱之间的作用力路径，特别是利用风扇壳体的涡轮喷气发动机的壁的后凸缘，支撑结构被配置成被固定在该后凸缘处。
参照支撑结构，通过术语“固定”，应当理解，支撑结构被配置成固定到形成风扇壳体的涡轮喷气发动机的壁，使得力吸收路径在组装位置从外壁朝向风扇壳体通过，而不通过内壁。
优选地，支撑结构直接紧固到形成风扇壳体的涡轮喷气发动机的壁的后凸缘。
此外，由于检修孔，保持了进气道在风扇壳体上的紧固件的可接近性，这有利于维护，特别是在风扇外机罩的放置和打开之后。
根据一个特定的技术特征，进气道边缘可以集成在内壁和/或外壁。
更优选地，进气道边缘可以与内壁和/或外壁成一体，以一起形成一体成型的壁。
换句话说，进气道边缘、内壁和外壁一体成型。
有利地，支撑结构的下端被配置成固定到后凸缘的后表面。这也有助于改进作用力路径和加强结构。
优选地，支撑结构的下端直接紧固到后凸缘的后表面。
还有利地，前安装凸缘和后凸缘通过紧固装置紧固在一起，支撑结构通过这些相同的紧固装置的全部或部分紧固到后凸缘。
这种特征允许避免紧固装置的倍增，并因此节省重量和获得设计简单性。
可替代地，这些紧固装置可以至少部分地或完全地不同。
根据一个特定的技术特征，支撑结构基本上连续地围绕风扇壳体的涡轮喷气发动机的壁设置，并且包括例如隔板。
可替代地或补充地，支撑结构不连续地围绕风扇壳体的涡轮喷气发动机的壁设置，并且包括例如一组支撑杆。在这种情况下，两个杆之间的空间可以界定用于维护的检修孔。
有利地，外壁的至少与支撑结构的上端接触的部分，优选地在所述支撑结构的支撑表面处，包括外壁的下游端。
根据另一个特征，除了与支撑结构的支撑表面接触之外，外壁还抵靠支撑结构并通过紧固装置紧固到支撑结构。这允许确保在给定进气道所经受的应力的情况下部件的更好强度。
优选地，外壁的下游端被配置成在组装位置支撑风扇外机罩的前端，该支撑优选地通过紧固装置完成。
在这种构造中，外壁的下游端与支撑结构的接合部位于进气道的外壁上的风扇外机罩的支承区域下方。
在这种情况下，外壁的下游端具有切口，该切口的尺寸根据所述风扇外机罩的径向厚度确定，使得连续形成短舱的外部空气动力学线的两个壁是连续的且齐平的。
因为接合部位于风扇外机罩的支承区域下方，所以这允许通过明显的紧固件避免改变线条的质量和外观(油漆)。因此，可能的紧固装置可以具有更大的尺寸并且数量更少。
根据另一方面，本发明涉及一种包括进气道的短舱，该进气道包括上述特征的全部或部分。
附图说明
在阅读以下描述后，本发明的其它特征和优点将变得明显，以下描述仅作为示例，参考附图提供。
图1是短舱的实施例的局部示意性剖面。
图2是根据一个实施例的进气道的示意性剖视图。
图3、4和5是根据一个实施例的进气道的剖视图。
图6A和6B是根据两个其它实施例的进气道的剖视图。
图7是根据一个实施例的在进气道的维护操作期间由维护工具穿过的检修孔的视图。
图8、9、10、11是根据与进气道和风扇外机罩的外壁紧固的不同变型的支撑结构的立体图。
具体实施方式
在所有附图中，相同或相似的附图标记表示相同或相似的构件或构件组。
词语“上游”和“前”将被不加区分地用于指代进气道的上游，并且词语“下游”和“后”将被不加区分地用于指代进气道的下游。
如图1所示，本发明的短舱1具有沿着纵向轴线Δ(平行于X的方向)的大致管状形状。
短舱1包括具有进气道边缘3的上游段2、围绕发动机6(例如旁通涡轮喷气发动机)的风扇5的中间段4以及容纳推力反向系统(未示出)的下游段7，短舱用于引导由发动机6产生的气流。
进气道3分为两部分，即一方面是一个进气道边缘31，它适合于向涡轮喷气发动机最佳地捕获风扇和涡轮喷气发动机内部压缩机所需的空气，另一方面是一个下游结构32、33，该边缘连接在其上，用于适当地将空气引向风扇的叶片。该组附接在属于短舱1的中间段4的风扇的壳体的上游。
进而，下游段7包括围绕涡轮喷气发动机6的上游部分的内部结构8(也称为"内部固定结构"或"IFS")，形成冷流通道并相对于发动机固定的外部结构(也称为"外部风扇结构"或"OFS")9，以及包括推力反向装置的可移动机罩。
IFS 8和OFS 9界定了气流路径10，使气流12能够在进气道边缘3处穿过短舱1。
短舱1包括顶部14，该顶部用于接收反应器连接杆，该反应器连接杆允许将所述短舱1紧固到飞行器的机翼。为此目的，所述顶部14包括用于紧固所述反应器杆的装置。
特别地，涡轮喷气发动机短舱通过该顶部处的梁悬挂至反应器杆。
短舱1终止于喷嘴21。
如图2至4中更具体地示出的，进气道3包括形成短舱前缘的前边缘31，所述前边缘31连接大致圆柱形的内壁32和大致圆柱形的外壁33。
换句话说，特别是在风扇壳体处于中间段4处的情况下，进气道3具有基本上环形的结构，包括确保短舱的外部空气动力学连续性的外壁33，以及确保短舱的内部空气动力学连续性的内壁32。
短舱包括外罩和内罩，所述外罩包括与外壁33齐平的风扇机罩，以确保外部空气动力学连续性，并且所述内罩包括与内壁32齐平的风扇壳体，以确保短舱1的内部空气动力学连续性。
进气道边缘31确保这两个壁32、33之间的连接，并且尤其可以集成到内壁和/或外壁，从而形成一体成型的进气道3的主壁。
短舱1的内罩包括具有特别是声罩的上游部分(在短舱1的进气段3侧上)和包括风扇5壳体42的下游部分(在推力反向器侧上)。上游部分和下游部分通过附接凸缘连接。
更具体地，进气道3在其内壁32处包括前安装凸缘34，其被配置成与后凸缘44配合，该后凸缘44固定在涡轮喷气发动机的上游端的壁处，特别是在风扇5的壳体42的上游端的壁处，风扇5的壳体42也称为发动机壳体。
凸缘34和44的这种组合确保了进气道3与中间段4的紧固。该组件由紧固装置45完成并固定，例如螺钉-螺母类型的装置。
外壁33有一个下游端33'，被配置成与风扇外机罩43的前端43'平齐的接合区域，以确保短舱的外部空气动力学连续性。
为了保持结构的刚性，外壁33抵靠在支撑结构50的支撑表面51上。优选地，该支承由紧固装置35完成，以将支撑结构50紧固到进气道3的所述外壁。例如，这些紧固装置35可以由螺钉-螺母组构成。
该支撑结构50基本上沿短舱1的厚度径向地延伸，并且固定到风扇壳体42，尤其是固定到后凸缘44的后面，也就是说与前表面相对，用于与前安装凸缘34的后表面配合和/或贴合。这有助于改进作用力路径。
换句话说，支撑结构50从被配置成固定到中间段4的下端，更具体地说是在后凸缘44处的风扇壳体42的下端，延伸到至少与进气道3的外壁33的下游部分接触的上端。
支撑结构50通过前安装凸缘34和后凸缘44的相同紧固装置45的全部或部分紧固到后凸缘44。
支撑结构50固定到后凸缘44的后表面上，紧固装置45例如螺钉-螺母组分别从上游到下游依次交叉：前安装凸缘34、后凸缘44以及支撑结构50的下端。
根据本发明，支撑结构50包括检修孔70，用于在进气道3的维护操作期间由维护工具80穿过。
如图4所示，在该实施例中，支撑结构50由多个支撑杆或支柱52形成。形成在每个支撑杆之间的空间形成检修孔70。在该情况下，检修孔一方面由两个相邻支柱52横向限定，另一方面由后凸缘44和外壁33径向限定。
支撑杆52以相对均匀的方式沿着短舱1的整个圆周分布，特别是围绕后凸缘44，并且彼此相距预定距离，足以保证短舱1的进气道的结构完整性。
在该实施例中(参见图3至5)，外壁33的下游端33'纵向位于前安装凸缘34的纵向上游。通过这种构造，支撑结构52具有斜度，使得其远离短舱的纵轴时，其方向通常偏离短舱的纵轴的前方。
特别地，图3和图5还表示根据本文实施例阐述的不包含隔板50的进气道3，以示出外壁33的下游端33'在前安装凸缘34的纵向上游的偏移。
在图3中，进一步示出了进气道3的装备，例如固定到前隔板50'，用于对进气道除冰的系统的电源，以及穿过装备在内壁32上的声衰减结构60的发动机探测器。
根据其它实施例，外壁33的下游端33'可以基本上纵向地位于前安装凸缘34处(参见图6A)，或者基本上纵向地位于前安装凸缘34的下游(参见图6B)。
通过“前安装凸缘的下游”，应当理解的是，在凸缘的上游端的下游，即在组装位置中两个凸缘之间的接合平面的下游。
为了减少由涡轮喷气发动机产生的噪声污染，至少进气道3的内壁32配备有声衰减结构60，其位于由主壁即内壁32、外壁33和前边缘31限定的空间中。
该声衰减结构60为具有形成蜂窝结构的蜂窝芯部的面板的形式，该蜂窝结构的凹坑界定声学单元，该声学结构还包括实心内蒙皮，尤其确保了面板的机械强度。
优选地，该声学结构60由复合材料形成。在所涉及的温度允许这样做的情况下，可以使用其它材料。这些材料也可以取决于所使用的制造工艺，例如通过热塑性模制、通过铝的增材制造等。
中间段还包括这样的声学结构，该声学结构特别地至少部分地装备在风扇5的壳体42上。
安装凸缘34和后凸缘44固定到这些相应的声学结构60。
根据进气道3的维护操作期间的一个实施例，图7示出了支撑结构50的细节图。
在将进气道3放置在风扇壳体42上或从其重新定位的操作中，根据外壁33的后部支撑的构造，可能有两种解决方案。
在维护操作期间，在通过支撑结构50对进气道3的支撑在风扇壳体的涡轮喷气发动机的壁周围不连续的情况下(如图4中具体示出的)，只需将外壁33从支撑结构50上分离，例如通过首先执行风扇机罩的放置(如果这些风扇机罩被紧固)或打开它们(如果这些风扇机罩是可移动的和/或铰接的)，然后将所述外壁33从支撑结构50上分离。在进气道的放置期间，支撑结构50保持紧固在风扇壳体上。所述支撑结构50被设置成通过其物理构造形成检修孔70，该检修孔被配置成足够小以保证短舱的结构完整性，并且足够大以在进气道3的维护操作期间被维护工具80穿过。从而容易接近前安装凸缘34和后凸缘44。
这种用于支撑进气道3的外壁33，并且用于不连续地围绕风扇壳体的涡轮喷气发动机的壁的支撑结构50，通常专用于防火的环境，也就是说，这种短舱类型不需要局部地保护短舱的这个区域免受火灾风险。
在图7所示的实施例中，支撑结构50包括围绕风扇壳体的涡轮喷气发动机的壁大致连续的隔板。特别地，它允许保证与防火相兼容的热密封，以保证将容纳在该空间内的可能的设备部件的保护。换句话说，在支撑结构50包括隔板的情况下，所述隔板可以是分段的，但是当其确保防火门功能时优选地是实心的，也就是说是连续的。
以相同的方式，在维护操作期间，只需将外壁33从支撑结构50分离，并且在放置进气道3期间保持该支撑结构50紧固在风扇壳体42上。
所述支撑结构50是连续的，其被配置成具有检修孔70，该检修孔被配置成足够大以在进气道3的维护操作期间由维护工具80穿过。在该实施例中，检修孔70一方面由隔板50的边缘限定，另一方面由后凸缘44限定。
还提供了舱口54的闭合隔板，以在使用短舱期间关闭检修孔70，以保证热保护的连续性，如果这是必要的话。
然后，如图7所示，容易接近前安装凸缘34和后凸缘44，以能够拆卸它们。
在支撑结构50包括隔板的情况下，所述隔板可以是分段的。优选地，当其确保防火门功能时，其是实心的。
进气道的外壁33的下游边缘33'的这种支撑结构50直接连接到风扇壳体42而不是连接到内壁33，这在受力方面是特别有利的。这种概念还允许容易地达到凸缘34、44和进气道中存在的设备，例如除冰管，的维护需要。
根据进气道3和风扇外机罩43中外壁33的不同紧固变型，图8、9、10和11示出了支撑结构50的立体图。
在图8中，示出了外壁33的下游端33'，用于支撑风扇外机罩43的前端43'并且在组装位置被紧固到其上。
该外壁33抵在支撑结构50的支撑表面51上。该轴承还配有紧固装置，以将支撑结构50紧固到进气道3的所述外壁33。例如，这些紧固装置35可以由螺钉-螺母组构成。
此外，外壁33的下游端33'具有切口，该切口的尺寸根据所述风扇外机罩43的径向厚度确定，使得连续形成短舱的外部空气动力学线的两个壁33、43是连续的且齐平的。
在这种构造中，外壁33的下游端33'与支撑结构50的接合部位于进气道3的外壁33上的风扇外机罩43的支承区域下方。这使得可以避免明显的紧固件改变线条质量和外观。因此，可能的紧固装置可以具有更大的尺寸并且数量更少。
在图9所示的构造中，风扇外机罩43的前端43'直接支承外壁33的下游端33'并与其固定在一起。
根据另一变型，外壁33和风扇外机罩43的相应端部33'、43'可以邻接并直接支撑在支撑结构50的支撑表面51上(例如参见图10和11)。
在这种情况下，紧固装置35允许将外壁33的下游端33'与支撑结构50紧固，并且风扇外机罩43的前端43'可以简单地通过轴承(参见图10)或类似地与支撑结构50紧固(图11)。
应当注意，外壁33和风扇外机罩43的相应端部33'、43'也可以靠在中间部分上，或者由于该中间部分靠在支撑结构50的支撑表面51上而被紧固。
前面通过示例的方式描述了本发明。不言而喻，本领域技术人员可以在不脱离本发明的范围的情况下实现本发明的不同变型。

Claims (9)

1.一种用于飞行器发动机(6)的短舱(1)的进气道(3)，所述进气道(3)包括：
前边缘(31)，连接大致圆柱形的内壁(32)和大致圆柱形的外壁(33)；
前安装凸缘(34)，与形成风扇壳体(42)的涡轮喷气发动机的壁的后凸缘(44)配合；
所述进气道的特征在于包括：
支撑结构(50)，所述支撑结构(50)从下端延伸至上端，所述下端被配置成通过所述后凸缘(44)固定至所述风扇壳体(42)，所述上端至少与所述进气道(3)的所述外壁(33)的下游部分接触，所述支撑结构(50)包括或形成检修孔(70)，所述检修孔(70)被配置成在所述进气道(3)的维护操作期间由维护工具穿过。
2.根据权利要求1所述的进气道(3)，其特征在于，所述进气道边缘(31)能够与所述内壁(32)和/或所述外壁(33)成一体，以形成一体成型的壁。
3.根据权利要求1或2所述的进气道(3)，其特征在于，
所述支撑结构(50)围绕形成所述风扇壳体的所述涡轮喷气发动机的所述壁连续地设置，并且包括例如隔板；和/或
所述支撑结构(50)围绕所述风扇壳体的所述涡轮喷气发动机的所述壁不连续地设置，并且包括例如一组支撑杆(52)。
4.根据前述权利要求中任一项所述的进气道(3)，其特征在于，所述支撑结构(50)的所述下端被配置成固定到所述后凸缘(44)的后表面(441)。
5.根据前述权利要求中任一项所述的进气道(3)，其特征在于，所述前安装凸缘(34)和所述后凸缘(44)通过紧固装置(45)紧固在一起，所述支撑结构(50)通过这些相同的紧固装置(45)的全部或部分紧固到所述后凸缘(44)。
6.根据前述权利要求中任一项所述的进气道(3)，其特征在于，所述外壁(33)的所述部分被配置成至少与所述支撑结构(50)的上端接触，优选地在所述支撑结构(50)的支撑表面(51)处，包括所述外壁(33)的下游端(33')。
7.根据前述权利要求中任一项所述的进气道(3)，其特征在于，除了接触抵靠所述支撑结构(50)的支撑表面(51)之外，所述外壁(33)抵靠所述支撑表面并且通过紧固装置(35)紧固到所述支撑表面。
8.根据前述权利要求中任一项所述的进气道(3)，其特征在于，所述外壁(33)的下游端(33')被配置成在组装位置支撑所述风扇外机罩(43)的前端(43')，该支撑优选地通过紧固装置完成。
9.一种用于飞行器发动机的短舱(1)，其特征在于，所述短舱包括根据前述权利要求中任一项所述的进气道(3)。
CN202080031530.6A 2019-04-26 2020-04-23 短舱进气道和包括这种进气道的短舱 Pending CN113727912A (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR19/04429 2019-04-26
FR1904429A FR3095418B1 (fr) 2019-04-26 2019-04-26 Entrée d’air de nacelle et nacelle comportant une telle entrée d’air
PCT/FR2020/050695 WO2020217026A1 (fr) 2019-04-26 2020-04-23 Entrée d'air de nacelle et nacelle comportant une telle entrée d'air

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN113727912A true CN113727912A (zh) 2021-11-30

Family

ID=67660295

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202080031530.6A Pending CN113727912A (zh) 2019-04-26 2020-04-23 短舱进气道和包括这种进气道的短舱

Country Status (5)

Country Link
US (1) US20220041295A1 (zh)
EP (1) EP3959136A1 (zh)
CN (1) CN113727912A (zh)
FR (1) FR3095418B1 (zh)
WO (1) WO2020217026A1 (zh)

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2856379A1 (fr) * 2003-06-18 2004-12-24 Airbus France Moteur d'avion dont les capots de soufflante et d'inverseurs de poussee sont separes par un jeu reduit
US20080016844A1 (en) * 2006-07-19 2008-01-24 Shutrump Jeffrey D Aircraft engine inlet having zone of deformation
CN101522524A (zh) * 2006-10-11 2009-09-02 埃尔塞乐公司 旁路涡轮喷气发动机的发动机舱
FR2966126B1 (fr) * 2010-10-15 2013-06-28 Airbus Operations Sas Nacelle d'aeronef incorporant un cadre arriere incline vers l'arriere
FR2998548A1 (fr) * 2012-11-23 2014-05-30 Airbus Operations Sas Nacelle d'aeronef comprenant une liaison renforcee entre une entree d'air et une motorisation
FR3016159A1 (fr) * 2014-01-03 2015-07-10 Airbus Operations Sas Nacelle de turboreacteur d'aeronef comprenant un ensemble d'entree d'air a rigidite augmentee
US20160039528A1 (en) * 2013-04-19 2016-02-11 Aircelle Nacelle for an aircraft turbojet engine with an extended front lip

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5841079A (en) 1997-11-03 1998-11-24 Northrop Grumman Corporation Combined acoustic and anti-ice engine inlet liner
US6688558B2 (en) 1999-11-23 2004-02-10 The Boeing Company Method and apparatus for aircraft inlet ice protection
US7503425B2 (en) * 2006-10-02 2009-03-17 Spirit Aerosystems, Inc. Integrated inlet attachment
US11125157B2 (en) * 2017-09-22 2021-09-21 The Boeing Company Advanced inlet design

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2856379A1 (fr) * 2003-06-18 2004-12-24 Airbus France Moteur d'avion dont les capots de soufflante et d'inverseurs de poussee sont separes par un jeu reduit
US20080016844A1 (en) * 2006-07-19 2008-01-24 Shutrump Jeffrey D Aircraft engine inlet having zone of deformation
CN101522524A (zh) * 2006-10-11 2009-09-02 埃尔塞乐公司 旁路涡轮喷气发动机的发动机舱
FR2966126B1 (fr) * 2010-10-15 2013-06-28 Airbus Operations Sas Nacelle d'aeronef incorporant un cadre arriere incline vers l'arriere
FR2998548A1 (fr) * 2012-11-23 2014-05-30 Airbus Operations Sas Nacelle d'aeronef comprenant une liaison renforcee entre une entree d'air et une motorisation
US20160039528A1 (en) * 2013-04-19 2016-02-11 Aircelle Nacelle for an aircraft turbojet engine with an extended front lip
FR3016159A1 (fr) * 2014-01-03 2015-07-10 Airbus Operations Sas Nacelle de turboreacteur d'aeronef comprenant un ensemble d'entree d'air a rigidite augmentee

Also Published As

Publication number Publication date
US20220041295A1 (en) 2022-02-10
WO2020217026A1 (fr) 2020-10-29
FR3095418A1 (fr) 2020-10-30
EP3959136A1 (fr) 2022-03-02
FR3095418B1 (fr) 2021-09-24

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US5941061A (en) Aircraft propulsive power unit assembly having a leading edge lipskin and intake barrel
US9969499B2 (en) Nacelle for an aircraft turbojet engine with an extended front lip
US6244539B1 (en) Detachable integral aircraft tailcone and power assembly
US8272203B2 (en) External fan duct casing in a turbomachine
US8960597B2 (en) Propulsion unit for an aircraft and air intake structure for such a unit
WO1998005553A9 (en) Detachable integral aircraft tailcone and power assembly
EP0923488A1 (en) Detachable integral aircraft tailcone and power assembly
US9714627B2 (en) Mounting of aircraft propulsion system outer sleeve and inner structure to pylon with distinct hinges
US20220042455A1 (en) Air intake for a turbojet engine nacelle
US11084600B2 (en) Nacelle inlet with reinforcement structure
US20200010175A1 (en) Active laminar flow control system with composite panel
US20190219000A1 (en) Acoustic attenuation system for nacelle structures and method therefor
CN113727911B (zh) 机舱进气道和包括这种进气道的机舱
EP3620632B1 (en) Acoustic fairing
US9410485B2 (en) Composite panel having a built-in duct
CN113727912A (zh) 短舱进气道和包括这种进气道的短舱
US20220106049A1 (en) Turbojet engine fan casing
RU2804492C2 (ru) Воздухозаборник гондолы и гондола, содержащая такой воздухозаборник
RU2802275C2 (ru) Воздухозаборник гондолы и гондола, содержащая такой воздухозаборник
US11753968B2 (en) Nacelle cowling structure for a turbomachine
RU2803661C2 (ru) Воздухозаборник гондолы с акустической панелью
US20220042454A1 (en) Nacelle air intake with an acoustic panel
RU2806229C2 (ru) Воздухозаборник для гондолы турбореактивного двигателя
US20220082064A1 (en) Aircraft propulsion unit
EP3632791B1 (en) Nacelle inlet with reinforcement structure

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination