CN117940342A - 用于飞行器推进单元的包括由切向夹持罩部封闭的接近空间的短舱 - Google Patents

Abstract

一种用于飞行器推进单元的短舱(24)，该短舱包括：空气入口罩部(34)和中间部段(36)，该中间部段包括固定的可移除的盖部(60)，该固定的可移除的盖部在盖部的前端部(65)与空气入口罩部的外后端部(52)之间限定了接近空间(80)。中间部段包括：相互间隔开的连接部件(82)的环形排，连接部件将空气入口罩部的外后端部刚性地连接到盖部的前端部以传递纵向力；以及中间罩部(84)，中间罩部围绕连接部件在空气入口罩部与盖部之间延伸，从而封闭接近空间，并形成与空气入口罩部和盖部的空气动力学连续性。中间罩部由至少一个条状部(86)形成，至少一个条状部通过条状部的周向端部(86A，86B)的切向夹持而保持就位。

Description

用于飞行器推进单元的包括由切向夹持罩部封闭的接近空间 的短舱

技术领域

本发明涉及飞行器推进单元的领域，更具体地涉及如下类型的短舱，该短舱的中间部段包括可移除固定盖部，也就是说，为了提供对于推进单元内部的接近，需要移除通过附接构件刚性地附接到短舱的至少一个其它部件的盖部。

背景技术

飞行器推进单元短舱通常具有管状结构，该管状结构从上游到下游包括：上游部段，该上游部段由空气入口罩部形成，该空气入口罩部被构造成在运行期间对进入涡轮发动机的空气流和绕过推进单元的空气流进行分离；中间部段，中间部段被构造成环绕涡轮发动机的风扇；以及下游部段，下游部段包括推力反向装置并且被构造成环绕涡轮发动机的气体发生器。罩部应当被理解为单个盖部或多个盖部的组件。

在一些短舱中，中间部段的盖部(通常被称为风扇盖部)铰接安装在短舱的固定结构上或推进单元的桅部的固定结构上，因此能够根据被称为“蝶式运动”的运动从闭合位置枢转到打开位置，以使得能够接近推进单元内部，例如以进行维护操作。通常，这些短舱具有大的质量、高的成本，并且短舱的打开涉及高载荷。

在其他短舱中，特别是当期望避免上述缺点时，中间部段的盖部通过附接构件刚性地附接到短舱的至少一个其他部件(特别是空气入口罩部)，为了接近推进单元内部，附接构件必须移除。在这种情况下，盖部可以被限定为“固定的”和“可移动的”。本发明涉及包括这种盖部的短舱。

文献FR3004700公开了具有伸长的空气入口唇部和可移动固定盖部的短舱的示例。

在这种短舱中，空气入口罩部具有内后端部，内后端部被构造成刚性地可移除地附接到涡轮发动机的风扇壳体的环形凸缘，并且空气入口罩部具有外后端部，可移除固定盖部的前端部通过附接贯穿构件(例如螺钉、直角回转螺钉或具有数量减少的螺纹的螺钉)而附接在该外后端部上，附接贯穿构件围绕短舱的轴线分布，并且附接贯穿构件的数量大致确保各个部件之间的精确对接并使不均匀最小化。

当需要移除空气入口罩部时，必须接近风扇壳体的环形凸缘的事实要求移除盖部的所有附接贯穿构件以移除盖部。因此，实施这种操作耗时长且成本高。

发明内容

特别地，本发明的目的是为以上问题提供一种简单、经济且有效的解决方案。

为此，本发明提出了一种用于飞行器推进单元的短舱，该短舱从前到后包括：

-空气入口罩部，空气入口罩部具有内后端部和外后端部，内后端部被构造成刚性地可移除地附接到涡轮发动机的风扇壳体；

-中间部段，中间部段包括围绕短舱的轴线分布的固定且可移除类型的盖部；以及

-后部段；

根据本发明，盖部具有前端部，每个前端部布置成轴向地面对所述空气入口罩部的外后端部并且在距空气入口罩部的外后端部一距离处，以在盖部的前端部与空气入口罩部的外后端部之间限定接近空间，并且中间部段还包括：

-相互间隔开的连接部件的环形排，相互间隔开的连接部件将空气入口罩部的外后端部刚性地连接到盖部的前端部，从而在空气入口罩部与盖部之间传递纵向力；以及

-中间罩部，中间罩部在空气入口罩部与盖部之间围绕连接部件的环形排延伸，以封闭接近空间并形成与空气入口罩部和盖部的空气动力学连续性，中间罩部由至少一个条状部形成，至少一个条状部通过至少一个条状部的周向端部的切向夹持而保持就位。

当需要接近空气入口罩部的内部容积时，简单地需要释放形成中间罩部的一个或多个条状部的端部的切向夹持，这比移除盖部的附接构件的多个环形排(如对于已知类型的短舱是必需的)要快得多且容易得多。

一旦中间罩部被移除，接近空间未被覆盖并且使得操作者能够接近空气入口罩部的内部容积，以例如作用于将空气入口罩部的内后端部连接到风扇壳体的附接装置。

因此，空气入口罩部可以被移除，或者相反地，安装在涡轮发动机上，并且，更通常地，能够在不必首先移除中间部段的盖部的情况下接近内部容积。

本发明利用了如下的事实:由于罩部的有限延伸以及因此罩部的有限质量，对形成罩部的一个或多个条状部进行附接对于飞行器在飞行中的安全并不是关键的，这使得在飞行期间这种条状部的分离在与飞行器的单元发生碰撞的情况下不会具有造成严重损害的风险。

为此，罩部优选地具有小于30厘米的轴向延伸，更优选地具有介于15厘米至25厘米之间(例如为20厘米)的轴向延伸。

在本发明的优选实施例中，空气入口罩部包括径向向内偏移的第一边缘，中间罩部的前端部靠置在第一边缘上。

在本发明的优选实施例中，盖部各自包括径向向内偏移的第二边缘，中间罩部的后端部靠置在第二边缘上。

在本发明的优选实施例中，至少一个条状部包括布置在短舱的中间竖直平面的两侧上的两个条状部。

在本发明的优选实施例中，至少一个条状部的切向夹持通过至少一个弹性偏压可移除附接构件来执行。

在本发明的优选实施例中，空气入口罩部包括夹持结构，在夹持结构上实施至少一个条状部的切向夹持。

在本发明的优选实施例中，连接部件通过可移除附接贯穿构件一方面连接到空气入口罩部的外后端部，另一方面连接到盖部的前端部。

在本发明的优选实施例中，后部段包括推力反向器，推力反向器包括能在向前直接推力位置与缩回推力反向位置之间移动的偏转格栅，并且其中，盖部在向前直接推力位置覆盖偏转格栅的至少前部分。

本发明还涉及一种飞行器推进单元，该飞行器推进单元包括：

-涡轮发动机，该涡轮发动机包括风扇和环绕风扇的风扇壳体；以及

-如上描述的类型的短舱，短舱环绕涡轮发动机，短舱的空气入口罩部的内后端部刚性地可移除地附接到涡轮发动机的风扇壳体。

在本发明的优选实施例中，风扇壳体包括夹持结构，在夹持结构上实施至少一个条状部的切向夹持。

附图说明

通过阅读以非限制性示例的方式并且参照附图给出的以下说明，本发明将被更好地理解，并且其它细节、有点和特征将变得明显，在附图中：

-图1是飞行器推进单元的轴向截面的局部示意图；

-图2是已知类型的飞行器推进单元的更大比例的轴向截面的局部示意性半视图；

-图3是图2的推进单元的示意性透视图，其中，固定且可移除类型的盖部已经被拆卸；

-图4是与图2类似的视图，示出了根据本发明的优选实施例的推进单元；

-图5是图4的一部分的更大比例的视图，示出了推进单元的风扇壳体以及短舱的中间部段和空气入口罩部；

-图6是图5的一部分的更大比例的视图，示出了短舱的中间部段和空气入口罩部在图9的VI-VI平面中的截面；

-图7是类似于图6的在图9的VII-VII平面中的截面的视图；

-图8是图4的推进单元的局部示意图；

-图9是类似于图8的视图，在该视图中示出了部分形成短舱的中间部段的中间罩部的条状部，示出了在盖部的前端部与空气入口罩部的外后端部之间的接近空间；

-图10是类似于图9的根据另一视角的视图；

-图11是图4的推进单元的局部示意性顶部视图，其中，可以看到所述接近空间；

-图12是类似于图9的视图，进一步示出了所述条状部；

-图13是图4的推进单元在沿着图12的XIII-XIII平面的横截面中的局部示意图，示出了所述中间罩部的切向夹持装置；

-图14是类似于图13的视图，示出了所述切向夹持装置的可选实施例。

在所有的这些附图中，相同的附图标记可以表示相同或相似的元件。

具体实施方式

图1示出了飞行器推进单元8，飞行器推进单元包括例如双流双主体类型的涡轮发动机10，双流双主体类型的涡轮发动机通常包括风扇12，风扇被构造成吸入空气流F1，空气流在风扇的下游分成在位于涡轮发动机的芯部内的主流动通道(在下文中被称为主通路PV)中流通的主流F2、以及在次级流动通道(下文中被称为次级通路SV)中绕过该芯部的次级流F3。

涡轮发动机的芯部通常包括低压压缩机14、高压压缩机16、燃烧室18、高压涡轮20和低压涡轮22。

高压压缩机和高压涡轮的各个转子通过被称为“高压轴”的轴连接，而低压压缩机和低压涡轮的各个转子通过被称为“低压轴”的轴以已知的方式连接。

涡轮发动机由围绕次级通路SV的短舱24引导。此外，涡轮发动机的转子围绕涡轮发动机的轴线可旋转地安装，涡轮发动机的轴线与推进单元8内的短舱24的轴线重合。这两个轴线在该说明书中由附图标记28无区别地表示。

在整个说明书中，轴向方向X是轴线28的方向，竖直方向Z是与轴向方向X正交并且根据当推进单元8装备在位于地面上的飞行器上时的竖直方向来定向的方向，并且横向方向Y与前述两个方向正交。此外，径向方向R和周向方向C或方位角方向参照轴线28来限定，而一方面“上游”和“向前”方向、另一方面“下游”和“向后”方向参照涡轮发动机中气体的总体流动来限定。

涡轮发动机包括轴向地布置在低压压缩机14与高压压缩机16之间的压缩机间壳体30(在图2中单独示出)。在双主体涡轮发动机的非限制性情况中，这种压缩机间壳体30有时被称为中间壳体。

参照图2，图2示出了根据已知构造的这种推进单元，压缩机间壳体30对围绕风扇12布置在压缩机间壳体上游的风扇壳体32进行支撑。风扇壳体32在其上游端部包括环形凸缘33。

此外，短舱24从前到后包括空气入口罩部34、中间部段36以及后部段38。

空气入口罩部34主要包括具有总体C形截面的外壁40，该外壁具有朝上游定向的凸面，并且被构造成在运行期间将进入涡轮发动机10的空气流和绕过推进单元8的空气流分开。因此，外壁40具有分别限定了内壳部42和外壳部44的两个相对的端部部分，内壳部和外壳部通过具有凸形截面的环形形状的中间部分46相互连接，以形成空气流入唇部。因此，外壁40界定了空气入口罩部34的内部容积48，该内部容积形成了短舱24的内部容积的前部分。内壳部42具有例如形成声学板42A的后端部部分。

内壳部42在内壳部的后端部处限定了空气入口罩部34的内后端部50，而外壳部44在外壳部的后端部处限定了空气入口罩部34的内后端部52。

内后端部50例如通过可移除附接贯穿构件53(例如螺栓)的一个或多个环形排来刚性地可移除地附接到风扇壳体32的环形凸缘33。

作为说明，空气入口罩部34还包括环形前隔板54，环形前隔板将内壳部42的前区域连接到外壳部44的前区域。

在所示的示例中，中间部分46或空气流入唇部和外壳部44成一体。换言之，空气流入唇部为细长的类型，也就是说，空气流入唇部延伸直到空气入口罩部34的外后端部52。

替代地，中间部分46或空气流入唇部和外壳部44可以由彼此组装的不同盖部形成。在这种情况下，空气入口罩部34还包括环形后隔板，环形后隔板将内壳部42的后区域连接到外壳部44的后区域。

短舱的中间部段36包括围绕短舱的轴线28分布的、固定的且可移除的类型的盖部60，盖部在外部界定了短舱24的内容积的中间部分62，短舱的内容积的中间部分围绕风扇壳体32位于空气入口罩部34的内容积48的下游。

中间部段36还包括环形主隔板64，环形主隔板在短舱24的内容积的中间部分62内延伸，并且将风扇壳体32连接到盖部60。

盖部60使盖部各自的前端部65刚性地连接到空气入口罩部34的外后端部52。为了空气动力学连续性的目的，盖部的前端部65和空气入口罩部34的外后端部52例如被附接到通常通过可移除附接贯穿构件66(例如螺钉)的环形排而增加到这些元件的内表面上的壳部。盖部60具有通常通过可移除附接贯穿构件70(例如螺钉)的环形排而附接在主隔板64上的相应后部分68。

短舱的后部段38包括例如如下类型的推力反向器，该推力反向器包括偏转格栅，偏转格栅能从前向后移动，以从用于使推进单元在直接推力模式下运行的缩回构造转变到用于使推进单元在推力反向模式下运行的展开构造。如图2所示，例如，这种推力反向器的格栅72在缩回构造中完全地或部分地被盖部60的后部分68包围。

当需要移除空气入口罩部34时，必须接近风扇壳体32的环形凸缘33的事实要求移除盖部60的所有附接构件66和70以移除盖部，从而使得能够接近短舱的内部容积，如图3所示。实施这种操作耗时长且成本高。

为了解决该问题，装备在图4至图14所示的推进单元中的短舱24被构造成使得盖部60具有前端部65，每个前端部布置成轴向地面对空气入口罩部34的外后端部52并在距空气入口罩部的外后端部一距离处，以在盖部的前端部65与空气入口罩部的外后端部52之间限定接近空间80(图6至12)。“接近空间”应该被理解为如下的空间，该空间具有足够的轴向延伸以使得操作者能够使他们的手臂穿过，使得操作者的手臂能够作用于可移除附接贯穿构件53，可移除附接贯穿构件将空气入口罩部34的内后端部50连接到风扇壳体32的环形凸缘33。认为对于该目的，20厘米的轴向延伸是令人满意的，尽管在本发明的一些优选实施例中，能够具有更通常地介于15厘米至30厘米之间的轴向延伸。

此外，短舱的中间部段36包括相互间隔开的连接部件82的环形排(图6和图9至图12)，相互间隔开的连接部件将空气入口罩部34的外后端部52刚性地连接到盖部60的前端部65，从而在空气入口罩部34与盖部60之间传递纵向力。在一些实施例中，连接部件82还有助于在空气入口罩部34与盖部60之间传递径向载荷和/或力矩。

连接部件82有利地通过可移除附接贯穿构件83一方面附接到空气入口罩部34的外后端部52，另一方面附接到盖部60的前端部65(图6)。为此，连接部件82各自具有相对的端部，相对的端部分别增加在空气入口罩部34的外后端部52的内表面上和盖部60的内表面前端部65上。

此外，短舱的中间部段36包括中间罩部84(图6和图7)，中间罩部围绕连接部件82的环形排在空气入口罩部34与盖部60之间延伸，以封闭接近空间80并形成与空气入口罩部34和盖部60的空气动力学连续性。

中间罩部84由一个或多个条状部(例如布置在短舱24的中间竖直平面P的两侧上的两个条状部86(图8))形成。

该条状部或每个条状部86通过该条状部或每个条状部的周向端部86A、86B(图12)的切向夹持而保持就位，这将在下文中变得更加清楚明显。

参照图6和图7，空气入口罩部34包括径向向内偏移的第一边缘90，中间罩部84的前端部92靠置在第一边缘上。第一边缘90被限定为在向后方向上超出空气入口罩部34的外后端部52。

类似地，盖部60包括径向向内偏移的相应第二边缘94，中间罩部84的后端部96靠置在第二边缘上。第二边缘94被限定为在向前方向上超出盖部60的前端部65。

因此，一方面在空气入口罩部34与中间罩部84之间以及另一方面在中间罩部84与盖部60之间可以最佳地确保空气动力学连续性。

条状部86的切向夹持在夹持结构100(图12和图13)上进行，夹持结构例如由空气入口罩部34支撑。

在所示的示例中，存在被布置在短舱24的上部分中、对称地位于中间竖直平面P的两侧上的两个这种夹持结构100(两个夹持结构中的一个可以在图中看到)、以及布置在短舱24的下部分中、也对称地位于中间竖直平面P的两侧上的另外两个类似的夹持结构。

布置在短舱24的上部分中的两个夹持结构100例如被上纵向护罩条状部102覆盖，上纵向护罩条状部从环形罩部的外后端部52延伸并且具有与盖部60的相应后端部104齐平的后端部。类似地，布置在短舱24的下部分中的两个夹持结构例如被下纵向护罩条状部106覆盖，下纵向护罩条状部从环形罩部的外后端部52向后延伸并且具有与盖部60的相应后端部104齐平的后端部。纵向护罩条状部例如附接在夹持结构100上。

中间罩部84的每个条状部86在条状部的周向端部86A、86B中的每一个周向端部处包括增加在条状部86的内表面上的保持架110，至少一个可移除附接构件112(例如螺栓)被限制在保持架中。

每个条状部86的切向夹持通过如下方式进行，所述方式为：将连接到条状部的周向端部处的可移除附接构件112中的每一个可移除附接构件插入到为此目的在位于顶部位置和底部位置处的对应的夹持结构100中设置的孔口中，然后将螺母114(或任何其他类似装置)旋拧到可移除附接构件112中的每一个可移除附接构件中，其中，在螺母114与对应夹持结构100之间插入弹性偏压装置116(例如弹簧或贝氏垫圈)，使得弹性偏压装置116对条状部的在所考虑的夹持结构100的方向上的对应端部进行弹性偏压。

图14示出了替代实施例，其中，夹持结构100由风扇壳体32支撑。

替代地，形成中间罩部84的条状部的数量和夹持结构的数量可以不同于以上描述的数量。

例如，在顶部位置处的两个夹持结构100可以组合以形成单个整体结构。这同样适用于位于底部位置处的两个夹持结构100。

此外，除了对应于(如果适用的话)上纵向护罩条状部102的区域，中间罩部84可以由围绕整个轴线28延伸的单个条状部形成。

在这种情况下，形成中间罩部84的条状部的切向夹持可以在条状部的两个相对端部之间直接进行，而不涉及任何固定的夹持结构。

仍然作为替代，可以提供由空气入口罩部34支撑的一个或多个夹持结构和由风扇壳体32支撑的一个或多个其他夹持结构的组合。

在任何情况下，当需要接近风扇壳体32的环形凸缘33时，简单地需要释放形成中间罩部84的一个或多个条状部86的端部的切向夹持，并且简单地需要移除一个或多个条状部86，这比移除盖部60的附接构件的多个环形排(如对于已知类型的短舱是必需的)要快得多且容易得多。

在所示的示例中，这只需要移除对条状部86的端部的轴向夹持进行确保的几个可移除附接构件112。

一旦中间罩部84被移除，接近空间80变得可见，并且使得操作者能够接近短舱的内部容积以及特别是风扇容纳部32的环形凸缘33，以例如作用于将空气入口罩部34的内后端部50连接到风扇壳体32的环形凸缘33的可移除附接贯穿构件53。

当需要移除空气入口罩部34时，在程序上还需要移除连接部件82，或者至少将连接部件从空气入口罩部34的外后端部52分离。这些连接部件的数量(这些连接部件的数量仅取决于待通过这些部件传递的连接力的水平)可以是相对适中的，使得这些部件的分离或移除涉及的用于移除附接构件的操作的数量远少于已知类型的短舱需要的移除中间部段的盖部所需的操作的数量。

因此，空气入口罩部34可以在不必首先移除盖部60的情况下被移除，或者相反地，安装在短舱的其他对应部件上。

本发明利用了如下的事实，即由于中间罩部84的有限延伸以及因此中间罩部的有限质量，对形成罩部84的一个或多个条状部86进行附接对于飞行器在飞行中的安全并不是关键的，这使得例如在本发明中提出的切向夹持是可接受的。为此，中间罩部84优选地具有小于30厘米的轴向延伸。

Claims (10)

1.用于飞行器推进单元的短舱(24)，所述短舱从前到后包括：

-空气入口罩部(34)，所述空气入口罩部具有内后端部(50)和外后端部(52)，所述内后端部被构造成刚性地能移除地附接到涡轮发动机的风扇壳体(32)；

-中间部段(36)，所述中间部段包括围绕所述短舱的轴线(28)分布的固定且可移除类型的盖部(60)；以及

-后部段(38)；

其特征在于，所述盖部(60)具有前端部(65)，每个前端部布置成轴向地面对所述空气入口罩部(34)的外后端部(52)并且在距所述空气入口罩部的外后端部一距离处，以在所述盖部的前端部(65)与所述空气入口罩部的外后端部(52)之间限定接近空间(80)；

并且所述中间部段(36)还包括：

-相互间隔开的连接部件(82)的环形排，所述相互间隔开的连接部件将所述空气入口罩部(34)的外后端部(52)刚性地连接到所述盖部(60)的前端部(65)，从而在所述空气入口罩部与所述盖部之间传递纵向力；以及

-中间罩部(84)，所述中间罩部在所述空气入口罩部(34)与所述盖部(60)之间围绕所述连接部件(82)的环形排延伸，以封闭所述接近空间(80)并形成与所述空气入口罩部和所述盖部的空气动力学连续性，所述中间罩部(84)由至少一个条状部(86)形成，所述至少一个条状部通过所述至少一个条状部(86)的周向端部(86A，86B)的切向夹持而保持就位。

2.根据权利要求1所述的短舱，其中，所述空气入口罩部(34)包括径向向内偏移的第一边缘(90)，所述中间罩部(84)的前端部(92)靠置在所述第一边缘上。

3.根据权利要求1或2所述的短舱，其中，所述盖部(60)各自包括径向向内偏移的第二边缘(94)，所述中间罩部(84)的后端部(96)靠置在所述第二边缘上。

4.根据权利要求1至3中任一项所述的短舱，其中，所述至少一个条状部(86)包括布置在所述短舱的中间竖直平面(P)的两侧上的两个条状部(86)。

5.根据权利要求1至4中任一项所述的短舱，其中，所述至少一个条状部(86)的切向夹持通过至少一个弹性偏压可移除附接构件(112)来执行。

6.根据权利要求1至5中任一项所述的短舱，其中，所述空气入口罩部(34)包括夹持结构(100)，在所述夹持结构上实施所述至少一个条状部(86)的切向夹持。

7.根据权利要求1至6中任一项所述的短舱，其中，所述连接部件(82)通过可移除附接贯穿构件(83)一方面连接到所述空气入口罩部(34)的外后端部(52)，另一方面连接到所述盖部(60)的前端部(65)。

8.根据权利要求1至7中任一项所述的短舱，其中，所述后部段(38)包括推力反向器，所述推力反向器包括能在向前直接推力位置与缩回推力反向位置之间移动的偏转格栅(72)，并且其中，所述盖部(60)在所述向前直接推力位置覆盖所述偏转格栅(72)的至少一个前部分。

9.用于飞行器的推进单元(8)，所述推进单元包括：

-涡轮发动机(10)，所述涡轮发动机包括风扇(12)和环绕所述风扇的风扇壳体(32)；以及

-根据权利要求1至8中任一项所述的短舱(24)，所述短舱环绕所述涡轮发动机(10)，所述短舱的空气入口罩部(34)的内后端部(50)刚性地能移除地附接到所述涡轮发动机的风扇壳体(32)。

10.根据权利要求9所述的推进单元，其中，所述风扇壳体(32)包括夹持结构(100)，在所述夹持结构上实施所述至少一个条状部(86)的切向夹持。