CN1782346A - 带有辅助设备连接构件臂的涡轮风扇飞机引擎及该辅助设备连接构件臂 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种涡轮风扇飞机引擎，该涡轮风扇飞机引擎包括通过径向臂(3)与环状内部装置(37)连接的外机壳(2)，外机壳(2)顺流方向，与外机壳(2)正对安装有一构成减小阻力装置的壳体(4)，在外机壳外面的辅助设备和在壳体里面的辅助设备。其特征为它至少包括一连接外机壳(2)外面和壳体(4)里面间辅助设备的整体臂(28)，该整体臂(28)与径向臂(3)平行。本发明使用在双流涡轮飞机引擎上。

Description

带有辅助设备连接构件臂的涡轮风扇飞机引擎及该辅助设备连接构件臂

技术领域

本发明涉及一种带有辅助设备连接构件的涡轮风扇飞机引擎。

背景技术

从机能上讲，涡轮风扇飞机引擎包括：风扇、压缩机、燃烧室、涡轮和排气喷嘴。所有这些元件包含在内机壳中。

所有这些机壳构成外壳，外壳的内部形成了涡轮风扇飞机引擎的核心。涡轮风扇飞机引擎运转所必需的特定液体，如燃料或油料，必须由外部导入到引擎内部。这些液体用于给燃烧室供燃料，为引擎的不同部件提供润滑油，和为排放阀执行器、控制高压和低压机架运转的压缩机变化装置等提供润滑油。液体的路由通过成组安装在辅助设备上的管道。

顺流扇页固定机壳方向，涡轮风扇飞机引擎包含一机壳，叫作中介机壳，引擎的前悬挂装置通过该中介机壳固定在飞机上。中介机壳包含一外部机壳，一环形结构装置同心地装在外部机壳中，这两个机壳通过径向臂连接，其中一些径向臂是结构化的。在外机壳顺流方向，正对环状结构装置顺流部分，装有一壳状阻力减小壳体。特定的辅助设备必需由外机壳外部路由进入位于壳体内部的涡轮风扇飞机引擎内核。该路由沿中介机壳的结构径向臂进行，辅助设备在壳体层进入引擎1的内核。

本发明主要涉及沿飞机引擎中介机壳的结构径向臂进行的辅助设备通道，但本发明的意图不是把专利权限制在该单一应用的范围内。更为通用，本发明涉及沿位于外机壳和环形内部装置间的辅助设备通道。

FR 04 00 222的专利申请描述了一种支撑这些辅助设备的安装在壳体上的支座，它包括一容纳辅助设备的外承载盘、一分配辅助设备的内承载盘，从中介机壳的外机壳进入的辅助设备通过包括环状衬垫的内部端特殊套圈插入外承载盘通道，外承载盘通过内承载盘中的孔口进入涡轮风扇飞机引擎的内核，辅助设备连接构件连接在涡轮风扇飞机引擎的内核所连接的内承载盘。

尽管结构紧凑，上述解决方案需一个一个地连接接入承载盘各个管道的辅助设备。这个过程不但枯燥而且会在引擎装配线上浪费许多时间。

发明专利内容

本发明的目的就是修正此缺陷。

本发明涉及一种涡轮风扇飞机引擎，它包括通过径向臂与环状内部装置连接的外机壳，外机壳顺流方向，与外机壳正对安装有一构成减小阻力装置的壳体，在外机壳外面的辅助设备和在壳体里面的辅助设备，其特征为它至少包括一连接外机壳外面和壳体里面间辅助设备的整体臂，该整体臂与径向臂平行。

把元件描述为“整体”意思是该元件包括一个部件，或一套彼此连接的部件，从引擎上装或拆时都是以一个整体进行。通过本发明，作为一个整体的辅助设备连接构件臂可以直接从外机壳外部连接到壳体内部，不需要在这二者之间作单独连接，因此该臂作为整体安装。因此，为引擎装配线省下大量的时间。

最佳地，整体臂包括：位于外机壳和壳体之间的辅助设备连接机构，用作辅助设备连接构件穿过外机壳的通道的块和辅助设备连接构件分配箱体。

因为在航空领域，耐火性是一项主要指标。所以辅助设备连接构件分配箱体也是耐火的，这是一大优点。

本发明还涉及一种用于上述涡轮风扇飞机引擎的辅助设备连接构件臂，该臂包括：在外机壳和壳体之间的辅助设备连接机构，用作辅助设备连接构件穿过外机壳的通道的块，辅助设备连接构件分配箱体。

附图说明

结合附图与本发明涡轮风扇飞机引擎的较佳实施方式的描述将会对本发明有一个更好的理解。

图1是本发明涡轮风扇飞机引擎中介机壳层的分解局部透视图；

图2是本发明涡轮风扇飞机引擎机壳层的局部透视示意图；

图3是本发明涡轮风扇飞机引擎整体臂的辅助设备连接通道块的透视示意图；

图4是本发明涡轮风扇飞机引擎的衬垫通道的透视示意图；

图5是本发明涡轮风扇飞机引擎带有整体臂辅助设备连接段和衬垫通道的局部透视示意图；

图6是本发明涡轮风扇飞机引擎整体臂分配箱的俯视示意图；

图7是图6的箱体的A-A向剖视图；

图8是本发明涡轮风扇飞机引擎整体臂的透视示意图。

具体实施方式

参照图1，以一种熟悉的方式安装在一轴上的本发明涡轮风扇飞机引擎，包括一在扇叶固定机壳的顺流方向，绕轴安装的中介机壳，飞机的引擎1的前悬挂系统安装于上的中介机壳。中介机壳包括一外机壳2、一环状内部装置37，此环状内部装置此处为与外机壳2同心结构，这两个元件通过轴向臂3连接，轴向臂3是结构化的。在轴向臂3的底部、在内部环状装置37上的顺流侧，正对着中介机壳的外机壳，装有一构成阻力减小壳体4。

本发明主要涉及以整体辅助设备连接臂28为形式的辅助设备的连接构件，该连接构件沿中介机壳2的结构轴向臂3，从中介机壳2的外机壳3的外部到壳体4的内部，从而在壳体4的层面进入引擎1的内核。

整体臂28包括用于穿过中介机壳的外机壳的辅助设备连接构件的通道块8，辅助设备连接构件29，和在壳体层面4层面的辅助设备连接构件29分配箱体30。这些不同的部件彼此连接形成一个块，解释了用“整体块28”来描述臂28的原因。臂28因此可以作为一块，在中介机壳的外机壳和壳体4之间，安装到涡轮风扇飞机引擎或从涡轮风扇飞机引擎拆卸掉，在后面将会看到。

参考图2，中介机壳2的外机壳正对着壳体4在其顺流边缘5穿一纵向常规矩形切口6。沿顺流边缘5的圆周，在外机壳2外边、在边缘5的圆周上包括一沟槽7。

参考图5，辅助设备连接块8单独装在外机壳2上，而没画出整体臂的其他元件，切口6用于安装辅助设备连接通道块8，辅助设备连接通道块8包含一支撑衬垫10的定位支座9，衬垫10用于引导和定位辅助设备连接构件29。当块8安装在外机壳2上时，一部件11，被称为衬垫支撑部件11，固定在块8和外机壳2上。支座9和衬垫支撑部件11铸造而成。辅助设备连接构件通道块8的作用是引导并定位辅助设备连接构件29，以构成一个标准化和小尺寸的整体臂28。

在剩余描述部分，本发明引擎的各部件将依照参考引擎系统进行描述。因此，当部件表示在一幅图中而没有安装在引擎上时，他们的不同部分将根据安装后的位置引用。在引擎参考系统中，尤其是参照它的轴，包括各种形容词如：外部、内部、轴向、纵向、逆流、顺流等。

参考图3，整体臂28的辅助设备连接构件通道块8的支座9总体上呈一金属轭，由基座12和俩分枝13、13’组成，并向内轻微弯曲以配合外机壳2的形状。支座9的基座12设计用于放置外机壳2的切口6的逆流端14。它包括纵向凸肩15，凸肩15的纵向凸出部分在基座12的内端。凸肩15的形状使其能置于切口6逆流方向位于外机壳2的内表面上。

在支座8的分枝13、13’之间，在其外部末端，装有一衬垫10，此处为弹性材料，其外表面处于较支座9的外表面稍微向里的水平面。弹性衬垫10穿有不同的径向通道16，用于穿过辅助设备连接构件29。

在其顺流端，支座9包括在每个分枝13、13’的水平面，距离支座9一定距离的纵向凸肩17，17’，他们要比对面的凸肩15小，且与衬垫10的厚度一致。凸肩17、17’上，贯通对应的分枝13、13’，穿有安装螺栓的径向孔18、18’。在凸肩17，17’逆流方向，凸耳19、19’从分枝13、13’的侧面凸出，每个凸耳上分别穿有径向孔20、20’。

参考图4，衬垫支撑部件11呈金属片状，在其顺流边缘，有两个凸台21、21’构成槽沟22，用于连续外机壳2的槽沟。

在其逆流边缘，衬垫支撑部件11有一主径向凸台23，在凸台23外端有两个纵向指形压板24、24’，逆流伸出，位于凸台23的两个边上。凸台23的逆流面25和指形压板24、24’分别放置在弹性衬垫10的顺流面和外面。

衬垫支撑部件11在其逆流边缘，位于凸台23的两边，有两个径向孔26、26’，该两径向孔26、26’分别用于安装螺栓27、27’，且彼此间的距离与支座9分枝13、13’上的径向孔18、18’间的距离相同。

衬垫10的通道16用于容纳整体臂28的辅助设备连接构件29，因此这些通道16要根据所要穿过的辅助设备连接构件29来钻孔。通道16在图3和5中可已被看到，因为3和5中没有画出用于引导和定位的辅助设备连接构件29，没有以图1和8中所用的方式安排，这是为了说明衬垫10是模块化的，由此说明整体臂28是模块化的。

参照图8，整体臂28的辅助设备连接构件29分别插入到衬垫10上与他们对应的通道16中，通道16的尺寸预先由辅助设备连接构件29确定。他们包括一部件29a，从衬垫10的外端凸出，称之为外部件29a，和在辅助设备连接构件通道块8和辅助设备连接构件分配箱体30间径向伸出的部件29b。

每个辅助设备连接构件29都是把位于外机壳2外面的辅助设备和位于壳体4内的辅助设备连接在一起，因此每个辅助设备连接构件29的特性(区域，材料等)都要与它所连接的辅助设备的特性相匹配。整体臂28的整体组合件辅助设备连接构件29，就像容纳他们的衬垫10的通道16，和分配箱体30，如将要看到的那样，提前根据平行于中介机壳径向臂3穿过的辅助设备连接构件29来确定尺寸，当所有元件彼此安装好后，整体臂28将在装配线上装配到引擎1上。

每个辅助设备连接构件29的外部件29a的末端包括一套圈31，套圈31设计用来与辅助设备相连接，该辅助设备带有互补套圈，辅助设备连接构件29连接在该互补套圈上。辅助设备连接构件29的外部件29a如果需要可以弯曲，通过处在管的两部分间的焊接弯头或一端弯曲的管合适地导向要连接的辅助设备。辅助设备连接构件29通过通道块8径向延伸至辅助设备连接构件分配箱体30。

参照图6，箱体30由钢板构成，钢板厚度为2mm。为了达到耐火，箱体30可以是铸造也可以是连续焊接而成。它呈六边形中空箱体状，带有一些弯曲的部分。因此，箱体30包括一六边形外壁32，与外壁32同样轮廓的六边形内壁33，以及侧壁34，此处“侧”为相对于箱体而言，侧壁34可能呈弯曲状，位于外壁32和内壁33间。其中一个侧壁34，位于逆流侧，横向走向到引擎1的轴，此侧壁在后面称之为逆流壁34a。壁32和内壁33可以是弯曲的以适应壳体4的形状。

外壁32的大部分表面被切口39穿过，用于通过辅助设备连接构件29。此处，切口39包括一或多或少向引擎1的轴横向延伸的逆流边缘，与臂3的径向尺寸相等，从其上伸出两顺流纵向缘，这两个缘拐弯并会合，使切口39呈半椭圆状。切口39以凸肩40为边，凸肩40向箱体30的外壁32外部凸出。

参照图1，壳体4包括切口38，箱体30安装在该切口38上，箱体30外壁32的外表面置于壳体4层下。从逆流壁34a，在中间位置与之平行并朝向外面，伸出一固定壁34a’，设计用于通过螺栓35固定到径向臂3上。本部分，逆流壁34a设计用于安装螺栓36，螺栓36拧在支撑壳体4的内部环状装置37上。

每个辅助设备连接构件29的内部件29b包括一从辅助设备连接构件通道块8径向延伸至箱体30的直线部分。在箱体30的凸肩40的水平面上，内部件29b在侧壁34的方向上包括一弯头41，经过该弯头41后，辅助设备连接构件29与箱体30的内表面33平行，弯头41通过连接在其上的连接管43穿过侧壁34伸出。辅助设备连接构件29构成带有弯头41单一部件，或是由两段直线管焊接装在弯头41的两端组成。

每个辅助设备29因此包括一在其内端的连接管43，这种情况下是金属的。箱体30的侧壁34包括一系列的用于安装连接管43的切口42。每个连接管43包括一卡缘44，螺母45，和连接在辅助设备上的配套套圈的套圈46。卡缘44平接在壁上，环绕安装连接管43的切口42，在箱体30的内部，螺母45向外拧紧(可用扳手在箱体内拧紧螺母)。连接管43的套圈46因此向箱体30的外部伸出。

在螺母45拧紧的连接管43正上方，卡缘44绕切口42通过连续焊接工艺焊接或硬焊接在壁上。此处焊接有两个作用，一是代替锁紧螺母把连接管43进一步固定到箱体30，而是为箱体30的内部提供耐火保护。因此箱体30的耐火密封相当好，提供相当高的耐火性能，而耐火在航空领域尤其是一项相当关键的指标。

辅助设备连接构件29的内部件29b可用刚性片束在一起，若可以，如以三组，以减小辅助设备连接构件29的震动。

整体臂28因此包括辅助设备连接构件通道块8，箱体30，和辅助设备连接构件29，其外部件29a用于连接位于外机壳2的辅助设备，其内部件29b露出箱体的连接管43层，位于壳体4内部的辅助设备可连接在它上面。整个装配以焊接方式完成固定的，因此臂28呈现出一个整体。辅助设备连接构件29的数量、特征，相应地弹性衬垫10的通道16的数量、直径，箱体的孔42的数量、直径，以及焊接在其上面的连接管43均根据在外机壳2的外部和壳体4内部形成连贯的辅助设备决定。所以每个整体臂28根据它的位置及安装它的涡轮风扇飞机引擎标准化。

整体臂28在引擎1上的安装将在下面详细说明。

整体臂28首先安装好如前面所述的所有元件，即辅助设备连接构件通道块8、辅助设备连接构件29、套圈43和箱体30。然后把该整体装置安装到引擎1上，其中辅助设备连接构件通道块8装在终结机壳2的外机壳上的切口6上，箱体固定在支撑壳体4的支座37上。

把放置弹性衬垫10的辅助设备连接构件通道块8的支座9安装在外机壳2的切口6的安装过程如下。支座9安装在切口6中，其基准12紧压切口6的逆流端14，其凸肩15逆流切口6方向紧压外机壳2的内表面。凸耳19、19’与外机壳2的外面接触，由螺栓20、20’连接到后者。

为了延续外机壳2的沟槽7，衬垫支撑部件11通过螺栓27、27’固定到支座9，螺栓贯穿支座9的孔18、18’和衬垫支撑部件11的孔26、26’。凸台23的逆流面和它的指形压板紧压弹性衬垫10的顺流面和外面，两者之间连贯。在这种结构中，衬垫支撑部件11的沟槽22延续了外机壳2的沟槽7的连续性。

如此安装，支座9、弹性衬垫10和衬垫支撑部件11为外机壳2提供了连续性，辅助设备连接构件通道块8用于为辅助设备连接构件通过外机壳2提供通道，同时依照弹性衬垫10上通道16的分布情况容纳他们。块8也为该装置提供了密封，因为辅助设备连接构件需用力才能插入通道16中。

辅助设备连接构件29的分配箱体30通过分别位于固定壁34a’与逆流壁34a螺栓35、36固定到径向臂3和支撑壳体4的内部环状装置37。其外壁32就处在壳体4层的内部。阻力减小支座48然后套在壳体30上。阻力减小支座48嵌入延续了壳体4的形状，达到形状连续。阻力减小支座48采用这种形式是为了耐火，它是固定到壳体4上的，如用螺栓螺母。它包括切口49，切口49以凸肩50为边缘，而凸肩50与箱体30的凸肩40通过依次为目的的固定手段51连接。此处，凸肩50是尖椭圆形。固定手段51在箱体30与阻力减小支座48间形成耐火衬垫。

用于保护辅助设备连接构件29的径向臂罩52安装在阻力减小支座48，径向臂3和辅助设备连接构件通道块8的支座9上。为了保护整体臂28的辅助设备连接构件29，臂罩52配合所有它所覆盖的元件，呈金属片状。其径向高度截面几乎是一不变的，并由阻力减小支座48的凸肩50轮廓决定。臂罩52罩在凸肩50上，凸肩50安装在箱体的固定壁34a’、径向臂3的顺流面和辅助设备连接构件通道块8的支座9的分枝13、13’上。臂罩52嵌入，完整了径向臂3的形状，引导外机壳2与壳体4间的二次空气气流。因为强加于气流上的动态压力，它的形状设计成这样，这种设计是基于与流体结构相关的主要参数。臂罩52由螺栓螺母紧固，达到耐火的目的。

所有元件安装完毕后，其结果就是一个整体臂28这样的连接构件，位于中介机壳2外机壳的外面与壳体4的里面之间，与径向臂3顺流平行。衬垫支撑部件11，阻力减小支座48和罩52功能是完成外机壳2、壳体4和径向臂3的连续性，目的是不阻碍二次空气气流。

安装辅助设备连接构件是一个相当快的过程，因为臂28是以整体块来安装的，剩下就是安装前面讲过的三个连续性元件了。因此在引擎1装配线上节约的时间是相当可观的。此外，方便性提高了，使的维护费用降低了。另外，在箱体30、连接管43和辅助设备连接构件29之间连续焊接形成的连接为箱体30提供了耐火性，因此箱体30和辅助设备连接构件分配盒29是耐火的箱体。整体臂28的各个元件可以是不锈钢的。阻力减小支座48和罩52也有耐火功能。

本发明涡轮风扇飞机引擎在描述时仅结合连接管43通过箱体30的侧面进入的情况，虽然没有说连接管还可开在表面33的内部，但是这种情况下它仍然是成立的。

Claims (11)

1.一种涡轮风扇飞机引擎，其包括：通过径向臂(3)与环状内部装置(37)连接的外机壳(2)，外机壳(2)顺流方向，与外机壳(2)正对安装有一构成减小阻力装置的壳体(4)，在外机壳外面的辅助设备和在壳体里面的辅助设备，其特征为它至少包括一连接外机壳(2)外面和壳体(4)里面间辅助设备的整体臂(28)，该整体臂(28)与径向臂(3)平行。

2.如权利要求1所述的涡轮风扇飞机引擎，其特征为整体臂(28)包括：位于外机壳(2)和壳体(4)之间的辅助设备连接机构(29)，用作辅助设备连接构件(29)穿过外机壳(2)的通道的块(8)，分配辅助设备连接构件(29)的箱体(30)。

3.如权利要求2所述的涡轮风扇飞机引擎，其特征为箱体(30)是耐火的。

4.如权利要求3所述的涡轮风扇飞机引擎，其特征为从箱体(30)进入并焊接在箱体(30)上的连接管(43)安装在辅助设备连接构件(29)上。

5.如权利要求4所述的涡轮风扇飞机引擎，其特征为每个连接管(43)包括卡缘(44)、螺母(45)、用于连接到辅助设备的套圈(46)，在箱体(30)一侧拧紧的螺母(45)和在另一面焊接的卡缘(44)。

6.如权利要求2或3或4或5所述的涡轮风扇飞机引擎，其特征为它还包括有一衬垫支撑部件(11)，该部件使外机壳(2)连续，与用作辅助设备连接构件(29)的通道块(8)顺流；辅助设备连接构件(29)的臂盖(52)，与径向臂(3)顺流；用于覆盖辅助设备连接构件(29)的分配箱体(30)以及使壳体(4)连续的阻力减小支座(48)。

7.如权利要求1或2或3或4或5或6所述的涡轮风扇飞机引擎，该涡轮风扇飞机引擎为双流涡轮风扇飞机引擎，其特征为：外机壳(2)是中介机壳的外机壳；径向臂(3)是中介机壳的的结构径向臂；内部环状装置(37)是中介机壳的内部环状装置。

8.用于权利要求1或2或3或4或5或6或7所述的涡轮风扇飞机引擎的辅助设备连接臂，它包括在外机壳(2)和壳体(4)之间的辅助设备连接机构(29)，用作辅助设备连接构件(29)穿过外机壳(2)的通道的块(8)，分配辅助设备连接构件(29)的箱体(30)。

9.如权利要求8所述的整体臂，其特征为：箱体(30)是耐火的。

10.如权利要求8或9所述的整体臂，其特征为：从箱体(30)进入并焊接在箱体(30)上的连接管(43)安装在辅助设备连接构件(29)上。

11.如权利要求10所述的整体臂，其特征为：每个连接管(43)包括卡缘(44)、螺母(45)、用于连接到辅助设备的套圈(46)，拧在箱体(30)一面的螺母(45)和焊接在另一面的卡缘(44)。

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