CN114379793A - 阻尼器发动机安装连杆 - Google Patents

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伊利亚·以马努尔·阿尔科斯·佩雷斯
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Abstract

公开了阻尼器发动机安装连杆。示例发动机组件包括核心，核心包括前部和后部，核心的前部联接至风扇毂框架，核心的后部联接至涡轮后框架或涡轮中心框架。发动机组件还包括将风扇毂框架联接到飞行器的前安装件，以及将涡轮后框架或涡轮中心框架联接到飞行器安装件的阻尼器连杆。

Description

阻尼器发动机安装连杆
技术领域
本公开大体涉及飞行器发动机，并且更具体地，涉及阻尼器发动机安装连杆。
背景技术
飞行器的发动机通常包括安装件以将发动机联接到飞行器的结构，例如挂架。安装件在发动机的前部(例如，前安装件)和/或发动机的后部(例如，后安装件)处提供发动机和挂架之间的连杆系统。连杆系统保持发动机相对于飞行器的位置。连杆系统会影响发动机所遇到的负载、整个发动机中转子与定子流动路径台阶的对准以及叶片和发动机壳体之间的尖端间隙。
发明内容
公开了阻尼器发动机安装连杆。
本文的某些示例提供了一种发动机组件。发动机组件包括核心，核心包括前部和后部，核心的前部联接到风扇毂框架，核心的后部联接到涡轮后框架或涡轮中心框架。发动机组件还包括将风扇毂框架联接到第一飞行器安装件的前安装件，以及被构造为将涡轮后框架或涡轮中心框架联接到第二飞行器安装件的至少一个阻尼器连杆。
本文的某些示例提供了一种设备，该设备包括阻尼器连杆，该阻尼器连杆包括对应于阻尼器连杆的位置、或阻尼器连杆的长度、或阻尼器连杆的长度的变化率中的至少一个的刚度。该设备还包括：发动机，该发动机联接到阻尼器连杆的第一纵向端；以及机舱或挂架，该机舱或挂架与飞行器的机翼连接，该机舱或挂架联接到阻尼器连杆的第二纵向端。
本文的某些示例提供了一种设备，该设备包括：第一装置，该第一装置用于将发动机的前部安装到飞行器；第二装置，该第二装置用于将发动机的后部安装到飞行器，用于安装的第二装置包括用于阻尼的第一装置，以响应于发动机的移动而支撑发动机。
附图说明
图1示出了飞行器发动机的现有技术示例的示意横截面视图。
图2示出了具有前安装件的飞行器发动机的现有技术示例。
图3示出了在极端操作条件下图2的飞行器发动机的现有技术示例。
图4示出了在与图3相同的极端操作条件下具有前安装件和后安装件的飞行器发动机的现有技术示例。
图5A-C示出了在示例飞行器发动机中实施的示例阻尼器连杆安装件。
图6A-C示出了在图5A-C的示例飞行器发动机中实施的多个阻尼器连杆安装件。
图7示出了从图5A-C的飞行器发动机的后部看的后部前视图。
图8示出了从图6A-C的示例飞行器发动机的后部看的后向前视图。
图9示出了图5A-C、6A-C、7和/或8的阻尼器连杆的第一示例纵向端和第一示例相关联的连接。
图10示出了图5A-C、6A-C、7和/或8的阻尼器连杆的第二示例纵向端和第二示例相关联的连接。
附图不是按比例绘制的。通常，贯穿附图和随附书面描述将使用相同的附图标记来指代相同或相似的部分。如本文所用，除非另有说明，否则连接参考(例如，附接、联接、连接和接合)可包括由连接参考参考的元件之间的中间构件和/或那些元件之间的相对移动。因此，连接参考不一定推断两个元件直接连接和/或为彼此固定的关系。如本文所用，声明任何部分与另一部分“接触”被限定为意指在两个部分之间没有中间部分。
除非另外特别说明，诸如“第一”、“第二”、“第三”等的描述词在本文中使用而没有对优先级、物理顺序、列表中的布置和/或以任何方式的排序的任何含义进行强加或以其他方式指示，而仅用作标签和/或任意名称来区分元件以便于理解所公开的示例。在一些示例中，描述词“第一”可用于指详细描述中的元件，而相同元件可在权利要求中用不同描述词(诸如“第二”或“第三”)来指代。在这样的情况下，应当理解，这样的描述符仅用于清楚地标识那些可能例如以其他方式共享相同名称的元件。如本文所用，“基本上实时”是指以近乎瞬时的方式发生，认识到可能存在计算时间、传输等的真实世界延迟。因此，除非另有说明，“基本上实时”是指实时+/-1秒。
具体实施方式
本文公开了阻尼器发动机安装连杆。通常，发动机安装件可用于将飞行器的发动机附接到结构，例如挂架或机舱。在一些示例中，实施前安装件以将发动机的前部和/或风扇毂框架联接到飞行器。在一些示例中，发动机的前部联接到风扇毂框架。在一些示例中，围绕发动机的壳体也联接到风扇毂框架。在一些示例中，除了前安装件之外，还实施后安装件以将发动机的后部(例如联接到涡轮后框架或涡轮中心框架的部分)联接到飞行器。前安装件和后安装件在发动机和挂架或机舱之间提供刚性和/或固定连接。通常，前安装件和/或后安装件在飞行器的操作期间保持发动机的相对位置。
在一些实施方式中，悬臂式发动机包括前安装件并且没有后安装件。没有后安装件允许悬臂式发动机和相关联的壳体绕联接有前安装件的风扇毂框架枢转。此外，没有后安装件防止悬臂式发动机遇到弯矩。因此，与包括后安装件的发动机相比，悬臂式发动机在涡轮叶片和发动机的壳体之间提供改进的间隙(例如，整个发动机的涡轮叶片尖端和级间密封间隙、间隙闭合特性、壳体变形)。然而，在极端操作条件下(例如初始冲击、硬着陆、导致风铣不平衡的风扇叶片脱落(例如，飞行期间风扇叶片丢失或损坏)等)，悬臂式发动机振荡(例如，摇摆、摇晃、振动等)。悬臂式核心的振荡会在前安装件和相关联的风扇毂框架上产生很大的负载。例如，当悬臂式发动机枢转时，发动机后部的移动在前安装件和/或风扇毂框架上施加显著负载。在某些情况下，前安装件和/或风扇毂框架上产生的负载会导致一些难以克服的重大设计挑战。此外，前安装件需要大量额外的材料来承受飞行器的飞行期间可能遇到的负载。
在一些示例中，除了前安装件之外，发动机还包括后安装件以防止发动机移位。然而，在极端操作条件下，发动机在前安装件和后安装件之间弯曲。此外，前安装件和后安装件之间的弯曲阻碍了整个发动机的涡轮叶片尖端和级间密封间隙(例如，导致间隙变形)。例如，发动机弯曲会导致叶片尖端接触发动机壳体，这会导致特定转子站处任何叶片的叶片尖端材料损失。此外，损失的叶片尖端材料增加了叶片尖端间隙，这会导致发动机性能损失、不可接受的可操作性特性和/或整个发动机的某些位置处的温度升高。
本文公开的示例使阻尼器发动机安装连杆能够被构造为联接到飞行器发动机和飞行器安装件。在一些示例中，发动机组件包括具有涡轮叶片(例如，转子轮叶、定子轮叶等)的核心(例如，发动机核心)。在一些示例中，核心的前部联接到风扇毂框架并且核心的后部联接到涡轮后框架。在一些示例中，发动机组件包括周向围绕核心的壳体。在一些示例中，发动机组件包括前安装件和阻尼器连杆(例如，挤压膜阻尼器、减震器、橡胶隔离器、丝网阻尼器、缓冲器、磁流变阻尼器等)。在一些这样的示例中，前安装件的第一纵向端联接到风扇毂框架并且前安装件的第二纵向端联接到飞行器。在一些示例中，阻尼器连杆的第一纵向端联接到涡轮后框架并且阻尼器连杆的第二纵向端联接到飞行器。因此，阻尼器连杆被实施为支撑核心的后安装件。在一些示例中，前安装件和阻尼器连杆联接到飞行器的挂架。在一些示例中，前安装件包括前安装阻尼器连杆。
在一些示例中，飞行器的挂架与周向围绕核心的壳体的机舱连接。在一些这样的示例中，挂架或机舱中的至少一个联接到前安装件和阻尼器连杆。例如，多个阻尼器连杆可以围绕涡轮后框架或涡轮中心框架周向定位和/或多个前安装件或前安装阻尼器连杆可以围绕风扇毂框架周向定位，以将核心联接到飞行器。在一些这样的示例中，多个阻尼器连杆中的一个或多个联接到飞行器的机舱。
在一些示例中，阻尼器连杆的纵向端包括U形夹。在一些这样的示例中，发动机核心、涡轮后框架、风扇毂框架、挂架和/或机舱的轴承包括与U形夹的开口对应的开口。在一些示例中，U形夹包括具有一个或多个槽的开口。在一些示例中，销插入通过U形夹的开口和发动机核心、涡轮后框架、风扇毂框架、挂架和/或机舱的轴承的开口，以将阻尼器连杆联接到发动机核心、涡轮后框架、风扇毂框架、挂架和/或机舱。在其他示例中，发动机核心、涡轮后框架、风扇毂框架和/或机舱的轴承包括至少一个U形夹，并且阻尼器连杆的纵向端包括与至少一个U形夹的开口对应的开口。
阻尼器连杆基于飞行条件、核心的位置、风扇毂框架的位置、阻尼器连杆的位置和/或阻尼器连杆的长度向核心移动提供阻力。在一些示例中，与第二飞行条件(例如巡航飞行、起飞旋转等)相比，阻尼器连杆在第一飞行条件(例如，导致风铣不平衡的风扇叶片脱落、初始冲击、硬着陆等)下向核心移动提供更大阻力。因此，阻尼器连杆允许核心像典型的悬臂式核心系统那样移动，但响应于效率低下和/或危险的核心移动提供阻尼阻力。例如，阻尼器连杆可以在核心的涡轮叶片和围绕它们的壳体之间保持间隙距离，以改进飞行器的比燃料消耗。此外，阻尼器连杆保持涡轮叶片的对准，以减少通过发动机的空气流动路径并进一步提高发动机的效率。
阻尼器连杆防止和/或减少核心的振荡，该振荡可在悬臂式发动机中的前安装件和相关联的风扇毂框架上引起破坏性负载。结果，与悬臂式发动机中的前安装件相比，发动机组件的前安装件经历减小的负载，因此需要较少的支撑材料。此外，减少的负载防止前安装件和/或风扇毂框架需要更重的重量(即，更多的材料)和更复杂的设计。因此，阻尼器连杆减轻了一些关键的设计挑战，这可以减轻飞行器的重量并提高发动机的燃料效率。在一些示例中，阻尼器连杆允许核心以一些阻尼移动，以防止刚性后安装件导致壳体弯曲。此外，阻尼器连杆可以包括延伸限制(例如，最小延伸长度、最大延伸长度等)以在某些飞行条件(例如风扇叶片脱落、硬着陆、初始冲击等)下提供刚性支撑。因此，延伸限制取决于发动机和阻尼器连杆的实施方式的区域。
在一些示例中，阻尼器连杆是电子可控制(例如，通过调制电流)的主动阻尼器连杆。在一些示例中，阻尼器连杆的刚度是基于发动机操作参数确定的。例如，发动机操作参数可以指示瞬时涡轮叶片尖端和级间密封间隙。此外，阻尼器连杆的刚度被调制以调节涡轮叶片尖端和级间密封间隙。在一些示例中，阻尼器连杆的刚度是基于飞行模拟、风洞测试等为某些发动机操作参数预先确定的。在一些示例中，在飞行器的飞行期间，开环控制系统将阻尼器连杆的刚度与当前发动机操作参数的预定刚度进行比较。进而，控制系统响应于阻尼器连杆的刚度不同于当前发动机操作参数的预定刚度而调节阻尼器连杆的刚度。
在一些示例中，在飞行器的飞行期间，闭环控制系统调制阻尼器连杆的刚度以确定优化发动机操作参数的刚度。在一些示例中，控制系统在飞行器的飞行期间实施阻尼器连杆的各种刚度以确定与感兴趣的飞行参数的优化相关联的刚度。例如，阻尼器连杆的刚度被调制以确定减少发动机的振动和/或噪声输出的设置。在一些示例中，阻尼器连杆的刚度是响应于遇到的标记飞行条件(例如巡航飞行)而确定的。
在一些示例中，闭环控制系统基于由传感器(例如，应变计、压力传感器、热电偶、加速度计等)确定的参数来确定阻尼器连杆的刚度。例如，内部轴承、壳体、前安装件、风扇毂框架、挂架、机舱、核心发动机、涡轮后框架、涡轮中心框架、凸缘、内部结构和/或阻尼器连杆可以包括传感器。在一些示例中，传感器的最佳输出是针对某些飞行条件预先确定的。结果，控制系统调制阻尼器连杆的刚度以确定实施传感器的最佳输出的设置。
现在参考附图，图1是可以结合本文公开的各种示例的飞行器发动机100的现有技术示例的示意横截面视图。如图1所示，飞行器发动机100限定贯穿其延伸以供参考的纵向或轴向中心线轴线102。一般而言，飞行器发动机100可包括设置在风扇区段106下游的核心涡轮或核心涡轮发动机104。
核心涡轮发动机104可大体上包括限定环形入口110的基本上管状外壳108。外壳108可由多个节段形成。外壳108以串行流动关系包围：压缩机区段，其具有增压器或低压压缩机112(“LP压缩机112”)和高压压缩机114(“HP压缩机114”)；燃烧区段116；涡轮区段，其具有高压涡轮118(“HP涡轮118”)和低压涡轮120(“LP涡轮120”)；以及排气区段122。高压轴或线轴124(“HP轴124”)驱动地联接HP涡轮118和HP压缩机114。低压轴或线轴126(“LP轴126”)驱动地联接LP涡轮120和LP压缩机112。LP轴126还可以联接到风扇区段106的风扇轴或线轴128。在一些示例中，LP轴126可以直接联接到风扇轴128(即，直接驱动构造)。在替代构造中，LP轴126可经由减速齿轮130联接到风扇轴128(即，间接驱动或齿轮驱动构造)。
如图1所示，风扇区段106包括多个风扇叶片132(“风扇”132)，其联接到风扇轴128并从风扇轴128径向向外延伸。第一环形风扇壳体或第一机舱134周向地包围风扇区段106和/或核心涡轮发动机104的至少一部分。飞行器发动机100包括与第一机舱134相对的第二机舱135。机舱134、135可以由前安装件136相对于核心涡轮发动机104被支撑。此外，机舱134、135的下游区段138可以包围核心涡轮发动机104的外部分，以在其间限定旁通气流通道140。
如图1所示，空气142在飞行器发动机100的操作期间进入飞行器发动机100的进气或入口部分144。空气142的第一部分146流入旁通流动通道140，而空气142的第二部分148流入LP压缩机112的入口110。联接到LP轴126的LP压缩机定子轮叶150和LP压缩机转子叶片152(例如，涡轮叶片)的一个或多个连续级逐渐压缩流过LP压缩机112并导向到HP压缩机114的空气142的第二部分148。接下来，联接到HP轴124的HP压缩机定子轮叶154和HP压缩机转子叶片156的一个或多个连续级进一步压缩流过HP压缩机114的空气142的第二部分148。这将压缩空气158提供给燃烧区段116，在燃烧区段116中压缩空气158与燃料混合并燃烧以提供燃烧气体160。
燃烧气体160流过HP涡轮118，其中联接到HP轴124的HP涡轮定子轮叶162和HP涡轮转子叶片164的一个或多个连续级从燃烧气体160中提取第一部分动能和/或热能。这种能量提取支持HP压缩机114的操作。燃烧气体160然后流过LP涡轮120，其中联接到LP轴126的LP涡轮定子轮叶166和LP涡轮转子叶片168的一个或多个连续级从燃烧气体160中提取第二部分热能和/或动能。这种能量提取导致LP轴126旋转，从而支持LP压缩机112的操作和/或风扇轴128的旋转。燃烧气体160然后通过核心涡轮104的排气区段122离开核心涡轮104。
与飞行器发动机100一样，核心涡轮104用于类似的目的，并在陆基涡轮、涡轮喷气发动机和非管道式风扇发动机中看到类似的环境，在涡轮喷气发动机中空气142的第一部分146与空气142的第二部分148的比率小于涡轮风扇发动机的比率，在非管道式风扇发动机中风扇区段106没有机舱134、135。在涡轮风扇发动机、涡轮喷气发动机和非管道式发动机中的每一个中，减速装置(例如，减速齿轮箱130)可以包括在任何轴和线轴之间。例如，减速齿轮箱130可以设置在LP轴126和风扇区段106的风扇轴128之间。
如其中所描绘的，飞行器发动机100限定轴向方向A、径向方向R和周向方向C。通常，轴向方向A大致平行于轴向中心线轴线102延伸，径向方向R从轴向中心线轴线102向外正交延伸，并且周向方向C围绕轴向中心线轴线102同心地延伸。
图2示出了悬臂式飞行器发动机200的现有技术示例。在图2中，悬臂式发动机200包括图1的核心涡轮发动机104、外壳108、涡轮叶片132和前安装件136。此外，悬臂式发动机组件200包括挂架202、风扇毂框架208、涡轮后框架210和涡轮中心框架。在图2中，挂架202包括前附接点204和后附接点206。在图2中，前安装件136联接到前附接点204和风扇毂框架208。在图2中，核心涡轮发动机104由前安装件136支撑。结果，前安装件136和风扇毂框架208在操作期间经历显著的负载(例如，破坏性负载和/或其他不期望的负载等)，如结合图3进一步讨论的。
图3示出了在示例操作中的图2的悬臂式飞行器发动机200。在图3中，核心涡轮发动机104联接到风扇毂框架208和涡轮后框架210。在一些示例中，核心302的前部和外壳108联接到风扇毂框架208。在图3中，前安装件136将风扇毂框架208联接到挂架204的前附接点。在图3中，核心304的后部联接到涡轮后框架210。在图3中，涡轮后框架210没有联接到挂架206的后附接点，这允许核心涡轮发动机104为悬臂式。在一些示例中，核心涡轮发动机104与外壳108一起固定在风扇毂框架208处，从而允许外壳108与核心涡轮发动机104一起绕风扇毂框架208枢转。此外，核心涡轮发动机104和外壳108之间的间隙被保持，因为它们共享类似的枢轴点。在一些示例中，保持核心涡轮发动机104和外壳108之间的间隙保持悬臂式飞行器发动机200的效率。
在示例操作(例如风扇叶片脱落、风铣负载、初始冲击等)中，核心涡轮发动机104在绕风扇毂框架208枢转的同时振荡(例如，摇晃、摇摆等)。换言之，当核心304的后部在机舱(例如，下机舱134、上机舱135等)306内振荡时，核心302的前部在与风扇毂框架208枢转的同时保持其相对位置。结果，当核心304的后部摆动时，前安装件136和/或风扇毂框架208遇到显著的负载。在一些示例中，在前安装件136和/或风扇毂框架208内实施额外的支撑材料和/或结构以帮助确保它们能够支撑在核心304的后部移动时遇到的显著负载。在一些示例中，外壳108接触机舱306的内壁，这导致机舱306、外壳108、核心涡轮发动机104、风扇毂框架208和/或前安装件136处的结构损坏。
图4示出了飞行器发动机400的现有技术示例，该飞行器发动机400除了由图1、2和3的前安装件136支撑之外，还由刚性后安装件402支撑。在图4中，核心涡轮发动机104联接到风扇毂框架208和涡轮后框架210。具体地，核心302的前部联接到风扇毂框架208并且核心304的后部联接到涡轮后框架210。在图4中，外壳108联接到风扇毂框架208。在图4中，前安装件136联接到风扇毂框架208和挂架204的前附接点。在图4中，刚性后安装件402联接到涡轮后框架和挂架206的后附接点。
在图4中，在极端操作(例如导致风铣不平衡的风扇叶片脱落、硬着陆、初始冲击等)期间，外壳108绕风扇毂框架208振荡。然而，刚性后安装件402和前安装件136保持核心涡轮发动机104的相对位置。结果，外壳108的内壁会与核心涡轮发动机104碰撞，这会损坏外壳和/或核心涡轮发动机104并降低飞行器发动机400的效率。此外，核心涡轮发动机104在前安装件136和刚性后安装件402之间经历弯矩。具体地，刚性后安装件保持核心304的后部的固定位置，而核心302的前部与风扇毂框架208一起枢转。在一些示例中，核心304的后部的固定位置在外壳108绕风扇毂框架208枢转时阻碍外壳108。在一些示例中，核心涡轮发动机104之间的间隙随着外壳108枢转而变形，并且刚性后安装件402保持核心涡轮发动机104的相对位置。
图5A示出了示例发动机组件500，其包括后安装阻尼器连杆(例如，橡胶隔离器、丝网阻尼器、缓冲器、磁流变阻尼器、挤压膜阻尼器等)502。在图5A中，发动机组件包括发动机核心504和与飞行器的机翼连接的挂架515。在一些示例中，挂架515与周向围绕发动机核心504的机舱连接，如结合图6A-B进一步讨论的。在图5A中，发动机核心504包括联接到风扇毂框架510的前部506和联接到涡轮中心框架511和/或涡轮后框架512的后部508。在图5A中，风扇毂框架510联接到前安装件514的第一端并且涡轮后框架512联接到阻尼器连杆502的第一端。在图5A中，挂架515包括前附接点516和后附接点518。在图5A中，挂架516的前附接点联接到前安装件514的第二端并且挂架518的后附接点联接到阻尼器连杆502的第二端。
在图5A中，阻尼器连杆502基于飞行器的飞行条件向发动机核心504的移动提供阻力(例如，阻尼)。在一些示例中，阻尼与发动机核心504的移动速率成比例。此外，阻尼器连杆502提供的阻尼可以基于阻尼器连杆502相对于发动机核心504的位置。因此，在一些示例中，阻尼器连杆502包括与发动机核心504的移动速率成比例的刚度和/或这些移动的方向，以减少、限制和/或防止发动机核心504的位移。具体地，阻尼器连杆502可以是主动的(例如，可控阻尼器连杆)，这允许开环或闭环控制系统基于发动机核心504的移动速率和/或位置响应于发动机核心504的移动来调节阻尼器连杆502的刚度。例如，与第二飞行条件(例如巡航飞行)相比，阻尼器连杆502在第一飞行条件(例如导致风铣不平衡的风扇叶片脱落、初始冲击、硬着陆、机动等)下向发动机核心504的移动提供更大的阻力。在一些示例中，阻尼器连杆502是被动的(例如，挤压膜阻尼器、丝网阻尼器、减震器等)并且包括基于发动机核心504的移动速率的刚度。在一些这样的示例中，阻尼器连杆502的刚度是基于实施的区域和通常在那里遇到的移动速率，以提供足够的阻尼比。在一些示例中，阻尼器连杆502保持发动机核心504和外壳108之间的间隙，以改进发动机组件500的比燃料消耗、可操作性和/或劣化特性。此外，阻尼器连杆502保持与发动机核心504相关联的涡轮叶片(例如，转子叶片、定子轮叶等)的对准。
在图5A中，阻尼器连杆502支撑发动机核心504，以减少风扇毂框架510和/或前安装件514上的负载。例如，阻尼器连杆502可以在最大或最小延伸极限处保持固定长度，以在极端飞行条件(例如风铣不平衡、机动、硬着陆、初始冲击等)期间向发动机核心504提供刚性支撑。结果，由于前安装件514和风扇毂框架510遇到的负载减小，阻尼器连杆502使得前安装件514和/或风扇毂框架510能够用更少的支撑材料(例如，更轻的重量)构造。
在一些示例中，阻尼器连杆502是具有可调节流体刚度的可控阻尼器(例如，磁流变阻尼器)。在一些这样的示例中，可控阻尼器基于飞行条件、风扇毂框架510的位置和/或发动机核心504的位置来调制可调节流体刚度。在一些示例中，可控阻尼器基本上实时地调制其刚度以控制涡轮叶片尖端和发动机核心504的级间密封件之间的间隙。在一些示例中，阻尼器连杆502控制发动机核心504的振动。在一些此类示例中，阻尼器连杆502控制发动机组件500的噪声输出。
图5B示出了示例发动机组件550，其包括联接到与图5A中所示的涡轮后框架512相对的涡轮中心框架511的阻尼器连杆520。在图5B中，发动机组件550包括发动机核心504，发动机核心504包括联接到风扇毂框架510的前部506和联接到涡轮中心框架511的后部508。发动机组件550还包括挂架515，挂架515包括前附接点516和后附接点522。在图5B中，阻尼器连杆520的第一端联接到涡轮中心框架511，并且阻尼器连杆520的第二端联接到挂架522的后附接点。在一些示例中，阻尼器连杆520跨越外壳108以将发动机核心504联接到挂架515。例如，支柱可以覆盖阻尼器连杆520并跨越外壳108。在图5B中，阻尼器连杆520基于阻尼器连杆520的长度、阻尼器连杆520的长度的变化率和/或发动机组件550的确定操作条件来提供刚度以支撑发动机核心504。
图5C示出了示例发动机组件575，其包括前安装阻尼器连杆524。在图5C中，前安装阻尼器连杆524的第一端联接到挂架516的前附接点并且前安装阻尼器连杆524的第二端联接到风扇毂框架510。在一些示例中，基于风扇毂框架510的位置和/或移动，前安装阻尼器连杆524提供刚度以支撑发动机核心504。在一些示例中，前安装阻尼器连杆524小于后安装阻尼器连杆502、520。在一些示例中，前安装阻尼器连杆524经历比后安装阻尼器连杆502、520更低的温度，因此与后安装阻尼器连杆502、520相比可具有降低的温度能力。
图6A示出了示例发动机组件600，其包括第一阻尼器连杆(例如，上阻尼器连杆后安装件，阻尼器连杆502)602和第二阻尼器连杆(例如，下阻尼器连杆后安装件，阻尼器连杆502)604以将发动机核心504联接到飞行器。在图6A中，发动机组件600还包括第一前安装件(例如，上前安装件、前安装件514等)610和第二前安装件(例如下前安装件、前安装件514等)612。在图6A中，发动机组件600还包括机舱606的上部和机舱608的下部。在一些示例中，机舱606的上部与飞行器的挂架515连接和/或包括飞行器的挂架515。
在图6A中，核心506的前部通过联接到风扇毂框架510的上前安装件610和下前安装件612安装到风扇毂框架510。在图6A中，上前安装件610联接到风扇毂框架510的上部和挂架515的前附接点和/或机舱606的上部。在图6A中，下前安装件612联接到风扇毂框架510的下部和机舱608的下部。
在图6A中，核心508的后部由上阻尼器连杆后安装件602和下阻尼器连杆后安装件604安装。具体地，上阻尼器连杆后安装件602联接到挂架518的后附接点和/或机舱606的上部以及涡轮后框架512的上部。此外，下阻尼器连杆后安装件604联接到涡轮后框架512的下部和机舱608的下部。在一些示例中，上阻尼器连杆后安装件602和下阻尼器连杆后安装件604相对于发动机核心504在径向方向、横向倾斜方向和/或轴向倾斜方向上定位。在一些示例中，阻尼器连杆502中的附加阻尼器连杆联接到涡轮后框架512的横向部分和机舱的横向部分，如结合图8进一步讨论的。
在图6A中，上阻尼器连杆后安装件602和下阻尼器连杆后安装件604基于飞行条件、风扇毂框架510的位置(例如，风扇毂框架510的角取向)、涡轮后框架512的位置、发动机核心504的位置、上阻尼器连杆602或下阻尼器连杆604的位置和/或上阻尼器连杆602或下阻尼器连杆604的长度向发动机核心504的移动提供阻力。在一些示例中，上阻尼器连杆后安装件602向发动机核心504的移动提供第一阻力，并且下阻尼器连杆后安装件604向发动机核心504的移动提供不同于第一阻力的第二阻力。在图6A中，上阻尼器连杆后安装件602和下阻尼器连杆后安装件604保持发动机核心504的涡轮叶片与外壳108之间的间隙。在一些示例中，上阻尼器连杆后安装件602和下阻尼器连杆后安装件604保持发动机核心104的涡轮叶片的对准，以保持或提高发动机核心104的效率(例如，比燃料消耗、功率输出等)，否则发动机核心104的效率会受到飞行条件的影响。
图6B示出了示例发动机组件650，其包括上阻尼器连杆614和下阻尼器连杆616，以联接到与图6A中所示的涡轮后框架512相对的涡轮中心框架511。在图6B中，发动机组件650包括发动机核心504，发动机核心504包括联接到风扇毂框架510的前部506和联接到涡轮中心框架511的后部508。在图6B中，下阻尼器连杆616的第一端联接到涡轮中心框架511并且下阻尼器连杆616的第二端联接到机舱608的下部。此外，上阻尼器连杆614的第一端联接到涡轮中心框架511并且上阻尼器连杆614的第二端联接到机舱606的上部。在一些示例中，上阻尼器连杆614和/或下阻尼器连杆616的刚度基于涡轮中心框架511的位置。在一些示例中，上阻尼器连杆614和下阻尼器连杆616的刚度在飞行器的飞行期间被调制以优化发动机操作参数，例如发动机核心504的涡轮叶片尖端和级间密封间隙。
图6C示出了示例发动机组件675，其包括上前安装阻尼器连杆618和下前安装阻尼器连杆620。在图6C中，上前安装阻尼器连杆618的第一端联接到机舱606的上部，并且上前安装阻尼器连杆618的第二端联接到风扇毂框架510。在图6C中，下前安装阻尼器连杆620的第一端联接到机舱608的下部，并且下前安装阻尼器连杆620的第二端联接到风扇毂框架510。在一些示例中，响应于上前安装阻尼器连杆618和/或下前安装阻尼器连杆620的刚度不同于当前发动机操作参数的预定刚度，调节上前安装阻尼器连杆618和/或下前安装阻尼器连杆620的刚度。
图7示出了图5A的示例发动机组件500的第一示例横截面A-A。在图7中，阻尼器连杆502联接到挂架515和涡轮后框架512。在图7中，挂架515与周向围绕涡轮中心框架511和涡轮后框架512，并且因此周向围绕发动机核心504的机舱(例如，机舱606的上部、机舱的下部608等)702连接。在图7中，放大视图704进一步示出了联接到挂架515的阻尼器连杆706的第一纵向端以及经由涡轮后框架512联接到发动机核心504的阻尼器连杆708的第二纵向端。
在图7中，阻尼器连杆708向发动机核心508的后部的移动提供阻力。在一些示例中，发动机核心508的后部在径向方向R和/或周向方向C上移动。如此，阻尼器连杆708阻止发动机核心508的后部在径向方向R和圆周方向C上的移动，以保持发动机核心504和外壳108之间的间隙以及发动机核心104的涡轮叶片的对准。此外，阻尼器连杆708调节对发动机核心508的后部的移动的阻力，以允许发动机核心504与外壳108一起绕风扇毂框架510枢转，同时防止发动机核心504、外壳108、机舱702和/或挂架515之间的碰撞。
在一些示例中，挂架515、机舱702、发动机核心504、涡轮中心框架511和/或涡轮后框架512包括U形夹(未示出)。在一些这样的示例中，阻尼器连杆706、708的第一和第二纵向端包括具有与U形夹的开口对应的槽的轴承，如结合图9进一步讨论的。在一些示例中，阻尼器连杆706、708的第一和第二纵向端包括U形夹。在一些这样的示例中，挂架515、机舱702、发动机核心504和/或涡轮后框架512包括具有与U形夹的开口对应的槽的轴承，如结合图10进一步讨论的。在一些示例中，U形夹的开口包括与轴承的槽对准的一个或多个槽。此外，发动机组件500包括要插入通过U形夹的开口和相关联的槽的销，以将阻尼器连杆502联接到发动机核心504(经由涡轮后框架512)和挂架515或机舱702。
图8示出了图6A的示例发动机组件600的示例横截面B-B。在图8中，发动机组件600包括上阻尼器连杆后安装件602和下阻尼器连杆后安装件604以联接到涡轮后框架512和挂架515或机舱702。在图8中，发动机组件600还包括第一横向阻尼器连杆后安装件802和第二横向阻尼器连杆后安装件804以联接到机舱702和涡轮后框架512。因此，多个阻尼器连杆602、604、802、804围绕涡轮后框架512周向定位以支撑发动机核心508的后部。
在图8中，多个阻尼器连杆602、604、802、804各自包括对应于阻尼器连杆602、604、802、804的位置、阻尼器连杆602、604、802、804的长度和/或阻尼器连杆602、604、802、804的长度的变化率(例如，速度)的刚度。在一些示例中，发动机核心504的移动导致阻尼器连杆602、604、802、804的位置和/或长度的变化，这改变了阻尼器连杆602、604、802、804的刚度。在一些示例中，上阻尼器连杆后安装件602和下阻尼器连杆后安装件604以及第一和第二横向阻尼器连杆后安装件802、804分别包括对应于阻尼器连杆602、604、802、804的长度和/或位置的第一、第二、第三和第四刚度。例如，在导致发动机核心504振荡的极端操作条件(例如风铣不平衡、初始冲击、硬着陆、机动等)下，阻尼器连杆602、604、802、804的刚度对应于发动机核心504的位置。因此，基于发动机核心504的位置、发动机核心504的移动和/或飞行器在发动机核心504振荡时的飞行条件调制阻尼器连杆602、604、802、804的刚度，以减少前安装件610、612和风扇毂框架510上的负载。
图9示出了图5A-C、6A-C、7和/或8的第一示例阻尼器连杆902和相关联的连接件900。在一些示例中，相关联的连接件900在阻尼器连杆902与涡轮中心框架511、涡轮后框架512、风扇毂框架510、挂架515和/或机舱702之间。例如，当阻尼器连杆902被实施为发动机核心504的后安装附接件时，阻尼器连杆906的第一纵向端联接到涡轮后框架512，并且阻尼器连杆907的第二纵向端联接到挂架515或机舱702。
图9包括阻尼器连杆906的第一纵向端的放大视图904。在图9中，阻尼器连杆906的第一纵向端包括槽(例如，开口)908。在一些示例中，阻尼器连杆906的第一纵向端定位在U形夹910内。在一些示例中，涡轮后框架512、风扇毂框架510、挂架515和/或机舱702包括U形夹910。在图9中，U形夹910包括具有一个或多个槽912的开口。在一些示例中，U形夹910的一个或多个槽912与阻尼器连杆906的第一纵向端的槽908对准。在图9中，销914插入通过U形夹910的一个或多个槽912和阻尼器连杆906的第一纵向端的槽908，以将阻尼器连杆902联接到风扇毂框架510、涡轮后框架512、挂架515和/或机舱702。
图10示出了图5A-C、6A-C、7和/或8的第二示例阻尼器连杆1002和相关联的连接件1000。在一些示例中，相关联的连接件1000在阻尼器连杆1002与涡轮中心框架511、涡轮后框架512、风扇毂框架510、挂架515和/或机舱702之间。例如，当阻尼器连杆1002被实施为发动机核心504的前安装附接件时，阻尼器连杆1006的第一纵向端联接到风扇毂框架510，并且阻尼器连杆1007的第二纵向端联接到挂架515或机舱702。
图10包括阻尼器连杆1006的第一纵向端的放大视图1004。在图10中，阻尼器连杆1006的第一纵向端包括U形夹1008。在图10中，U形夹1008包括具有一个或多个槽1010的开口。在图10中，轴承1012包括与U形夹1008的一个或多个槽1010对应的槽(例如，开口)1014。在一些示例中，风扇毂框架510、涡轮后框架512、挂架515和/或机舱702包括轴承1012。在一些示例中，U形夹1008围绕轴承1012定位并且U形夹1008的一个或多个槽1010与轴承1012的槽1014对准。在图10中，销1016插入通过U形夹1008的一个或多个槽1010和轴承1012的槽1014，以将阻尼器连杆1002联接到风扇毂框架510、涡轮后框架512、挂架515和/或机舱702。
“包括”和“包含”(及其所有形式和时态)在本文中用作开放式术语。因此，每当权利要求采用任何形式的“包括”或“包含”(例如，包括、包含、具有等)作为序言或在任何类型的权利要求叙述中时，在不超出相应权利要求或叙述的范围的情况下，应理解为可以存在附加元件、术语等。如本文所用，当短语“至少”用作例如权利要求的序言中的过渡术语时，它以与术语“包括”和“包含”是开放式的相同的方式是开放式的。术语“和/或”当以例如A、B和/或C的形式使用时是指A、B、C的任何组合或子集，例如(1)单独A，(2)单独B，(3)单独C，(4)A与B，(5)A与C，(6)B与C，以及(7)A与B和C。如本文在描述结构、部件、项目、对象和/或事物的上下文中所使用的，短语“A和B中的至少一个”旨在指包括(1)至少一个A、(2)至少一个B以及(3)至少一个A和至少一个B中的任何一个的实施方式。类似地，如本文在描述结构、部件、项目、对象和/或事物的上下文中所使用的，短语“A或B中的至少一个”旨在指包括(1)至少一个A、(2)至少一个B以及(3)至少一个A和至少一个B中的任何一个的实施方式。如本文在描述处理、指令、动作、活动和/或步骤的进行或执行的上下文中所使用的，短语“A和B中的至少一个”旨在指包括(1)至少一个A、(2)至少一个B以及(3)至少一个A和至少一个B中的任何一个的实施方式。类似地，如本文在描述处理、指令、动作、活动和/或步骤的进行或执行的上下文中所使用的，短语“A或B中的至少一个”旨在指包括(1)至少一个A、(2)至少一个B以及(3)至少一个A和至少一个B中的任何一个的实施方式。
如本文所用，单数引用(例如，“一”、“一种”、“第一”、“第二”等)不排除复数。如本文所用，术语“一”或“一种”实体是指一个或多个该实体。术语“一”(或“一种”)、“一个或多个”和“至少一个”在本文中可以互换使用。此外，尽管单独列出，但多个方式、元件或方法动作可以由例如单个单元或处理器实施。此外，虽然单独的特征可被包括在不同的示例或权利要求中，但这些可能被组合，并且包括在不同的示例或权利要求中并不意味着特征的组合是不可行的和/或有利的。
从上文可以理解，已经公开了示例阻尼器发动机安装连杆，其基于飞行条件、发动机核心的位置、发动机核心的移动、风扇毂框架的位置、阻尼器连杆的位置和/或阻尼器连杆的长度向发动机核心的移动速率提供阻力。此外，示例阻尼器发动机安装连杆保持发动机核心的涡轮叶片和相关联壳体之间的间隙，以通过例如减少与产生推力的流动流相关联的间隙变化来提高发动机的效率。此外，示例阻尼器发动机安装连杆保持核心的涡轮叶片的对准以增加发动机的效率。
尽管本文公开了某些示例方法、设备和制品，但本专利的覆盖范围不限于此。相反，本专利涵盖了完全落入本专利权利要求范围内的所有方法、设备和制品。
以下权利要求通过引用结合到本详细说明中，每个权利要求独立作为本公开的单独实施例。
本发明的进一步方面由以下条项的主题提供：
1.一种发动机组件，包括：核心，所述核心包括前部和后部，所述核心的所述前部联接到风扇毂框架，所述核心的所述后部联接到涡轮后框架或涡轮中心框架中的至少一个；前安装件，所述前安装件将所述风扇毂框架联接到第一飞行器安装件；以及阻尼器连杆，所述阻尼器连杆将所述涡轮后框架或所述涡轮中心框架联接到第二飞行器安装件。
2.根据任何前述条项所述的发动机组件，进一步包括主动控制系统，以基于飞行条件或传感器输入中的至少一个来为所述阻尼器连杆提供刚度。
3.根据任何前述条项所述的发动机组件，其中所述主动控制系统调制所述阻尼器连杆的所述刚度。
4.根据任何前述条项所述的发动机组件，其中所述阻尼器连杆是挤压膜阻尼器、丝网阻尼器、减震器或包括可调节流体刚度的可控阻尼器中的至少一个。
5.根据任何前述条项所述的发动机组件，其中所述可控阻尼器基于飞行条件、所述风扇毂框架的位置、所述涡轮后框架的位置、所述涡轮中心框架的位置或所述核心的位置中的至少一个来调制所述可调节流体刚度。
6.根据任何前述条项所述的发动机组件，进一步包括与机舱连接的挂架，所述机舱周向围绕所述核心、所述前安装件和所述阻尼器连杆，所述阻尼器连杆被构造为联接到所述挂架或所述机舱中的至少一个。
7.根据任何前述条项所述的发动机组件，进一步包括销，所述销插入通过所述阻尼器连杆的纵向端的开口和所述风扇毂框架、所述涡轮后框架、所述涡轮中心框架、所述挂架或所述机舱的开口，以将所述阻尼器连杆联接到所述风扇毂框架、所述涡轮后框架、所述挂架或所述机舱。
8.根据任何前述条项所述的发动机组件，其中所述阻尼器连杆相对于所述核心在径向方向、横向倾斜方向或轴向倾斜方向上定位。
9.根据任何前述条项所述的发动机组件，其中所述阻尼器连杆包括围绕所述涡轮后框架周向定位的多个阻尼器连杆。
10.根据任何前述条项所述的发动机组件，其中所述阻尼器连杆是第一阻尼器连杆，并且其中所述前安装件包括第二阻尼器连杆，以将所述前安装件联接到所述飞行器。
11.根据任何前述条项所述的发动机组件，其中所述阻尼器连杆保持所述核心的涡轮叶片与围绕所述核心的壳体之间的间隙。
12.根据任何前述条项所述的发动机组件，其中所述阻尼器连杆保持所述核心的涡轮叶片的对准。
13.根据任何前述条项所述的发动机组件，其中所述阻尼器连杆控制所述核心的振动。
14.根据任何前述条项所述的发动机组件，其中所述阻尼器连杆控制所述发动机组件的噪声输出。
15.一种设备，包括：阻尼器连杆，所述阻尼器连杆包括与所述阻尼器连杆的位置、所述阻尼器连杆的长度或所述阻尼器连杆的所述长度的变化率中的至少一个对应的刚度；发动机，所述发动机联接到所述阻尼器连杆的第一纵向端；以及机舱或挂架，所述机舱或所述挂架与飞行器的机翼连接，所述机舱或所述挂架联接到所述阻尼器连杆的第二纵向端。
16.根据任何前述条项所述的设备，其中所述阻尼器连杆的所述第一纵向端、所述阻尼器连杆的所述第二纵向端、所述发动机、所述机舱或所述挂架中的至少一个包括U形夹。
17.根据任何前述条项所述的设备，其中所述阻尼器连杆的所述第一纵向端、所述阻尼器连杆的所述第二纵向端、所述发动机、所述机舱或所述挂架中的至少一个包括与所述U形夹的开口对应的槽。
18.根据任何前述条项所述的设备，其中所述U形夹的所述开口包括一个或多个槽。
19.根据任何前述条项所述的设备，进一步包括销，所述销要插入通过所述U形夹的所述开口和所述槽，以将所述阻尼器连杆联接到所述发动机和所述机舱或所述挂架。
20.一种设备，包括：第一装置，所述第一装置用于将发动机的前部安装到飞行器；以及第二装置，所述第二装置用于将所述发动机的后部安装到所述飞行器，用于安装的所述第二装置包括用于阻尼的第一装置，以响应于所述发动机的位置或所述发动机的移动而支撑所述发动机。
21.根据任何前述条项所述的设备，其中用于安装的所述第一装置包括用于阻尼的第二装置。
22.根据任何前述条项所述的设备，其中基于所述发动机的位置、所述发动机的所述移动或所述飞行器的飞行条件来调制用于阻尼的所述第一装置的刚度。

Claims (10)

1.一种发动机组件，其特征在于，包括：
核心，所述核心包括前部和后部，所述核心的所述前部联接到风扇毂框架，所述核心的所述后部联接到涡轮后框架或涡轮中心框架中的至少一个；
前安装件，所述前安装件将所述风扇毂框架联接到第一飞行器安装件；以及
至少一个阻尼器连杆，所述阻尼器连杆被构造为将所述涡轮后框架或所述涡轮中心框架联接到第二飞行器安装件。
2.根据权利要求1所述的发动机组件，其特征在于，进一步包括主动控制系统，以基于飞行条件或传感器输入中的至少一个来为所述阻尼器连杆提供刚度。
3.根据权利要求2所述的发动机组件，其特征在于，其中所述主动控制系统调制所述阻尼器连杆的所述刚度。
4.根据权利要求1所述的发动机组件，其特征在于，其中所述阻尼器连杆是挤压膜阻尼器、丝网阻尼器、减震器或包括可调节流体刚度的可控阻尼器中的至少一个。
5.根据权利要求4所述的发动机组件，其特征在于，其中所述可控阻尼器基于飞行条件、所述风扇毂框架的位置、所述涡轮后框架的位置、所述涡轮中心框架的位置或所述核心的位置中的至少一个来调制所述可调节流体刚度。
6.根据权利要求1所述的发动机组件，其特征在于，进一步包括与机舱连接的挂架，所述机舱周向围绕所述核心、所述前安装件和所述阻尼器连杆，所述阻尼器连杆被构造为联接到所述挂架或所述机舱中的至少一个。
7.根据权利要求6所述的发动机组件，其特征在于，进一步包括销，所述销插入通过所述阻尼器连杆的纵向端的开口和所述风扇毂框架、所述涡轮后框架、所述涡轮中心框架、所述挂架或所述机舱的开口，以将所述阻尼器连杆联接到所述风扇毂框架、所述涡轮后框架、所述挂架或所述机舱。
8.根据权利要求1所述的发动机组件，其特征在于，其中所述阻尼器连杆相对于所述核心在径向方向、横向倾斜方向或轴向倾斜方向上定位。
9.根据权利要求8所述的发动机组件，其特征在于，其中所述阻尼器连杆包括围绕所述涡轮后框架周向定位的多个阻尼器连杆。
10.根据权利要求1所述的发动机组件，其特征在于，其中所述阻尼器连杆是第一阻尼器连杆，并且其中所述前安装件包括第二阻尼器连杆，以将所述前安装件联接到所述第一飞行器安装件。
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