DE3902325A1

DE3902325A1 - Method for attaching a bypass fan gas-turbine engine to an aircraft

Info

Publication number: DE3902325A1
Application number: DE3902325A
Authority: DE
Inventors: Arnold Charles Newton
Original assignee: Rolls Royce PLC
Current assignee: Rolls Royce PLC
Priority date: 1988-03-08
Filing date: 1989-01-26
Publication date: 1989-09-21
Also published as: FR2628388B1; GB2215290B; GB2215290A; FR2628388A1; GB8805527D0; JPH01229799A

Abstract

A bypass fan gas-turbine engine (12) on a supporting pylon (14) is rigidly connected via guide rods (18 and 20) and bolted flanges with metallic mutual contact, such that no relative movement can take place between them as a result of vibration. In contrast, the pylon (14) is mounted on the aircraft load-bearing structure (38 and 40) via connections which have elastic sleeves. The arrangement ensures greater robustness of the structure, consisting of the fan structure and the core gas generator. <IMAGE>

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren zur Montage eines Mantelstrom-Fan-Gasturbinentriebwerks an einem Flugzeug in der Weise, daß reduzierte relative Vibrationsbewegungen zwischen den Hauptgehäuseaufbauten des Triebwerks erreicht werden.The invention relates to a method for assembling a Mantle flow fan gas turbine engine on an airplane in the Way that reduced relative vibration movements between the main body of the engine can be reached.

Die erwähnten relativen Vibrationsbewegungen werden zum größten Teil durch die Belastungen erzeugt, die durch die Umgebungsluft strömung rund um die Gehäuseaufbauten während des Fluges des Flugzeugs ausgeübt werden.The relative vibrational movements mentioned become the greatest Part generated by the loads caused by the ambient air flow around the housing structures during the flight of the Aircraft are exercised.

Gemäß der Erfindung wird ein Verfahren zur Montage eines Mantel strom-Fan-Gasturbinentriebwerks an einem Flugzeug in der Weise durchgeführt, daß der Kerngasgenerator des Mantelstrom-Fan-Gas turbinentriebwerks starr an einem Ende eines Pylons befestigt wird, das starr die stromabwärtige Endfläche der Verkleidung, die die Fanstufe des Mantelstrom-Fan-Gasturbinentriebwerks um gibt, über zwei im Abstand zueinander angeordnete Lenker am Pylon an Stellen festgelegt wird, die zwischen den Enden des Pylon liegen, und daß der Pylon über elastische Vibrationsab sorptionsmittel mit einem Trägeraufbau des Flugzeugs verbunden wird.According to the invention, a method for assembling a jacket Electricity fan gas turbine engine on an airplane in the way performed that the core gas generator of the bypass fan gas turbine engine rigidly attached to one end of a pylon that is rigid the downstream end face of the fairing, the fan stage of the shroud fan gas turbine engine there, on two spaced-apart handlebars on Pylon is set in places between the ends of the Pylon lie, and that the pylon via elastic vibrationsab sorbent connected to a carrier structure of the aircraft becomes.

Nachstehend wird ein Ausführungsbeispiel der Erfindung anhand der Zeichnung beschrieben. In der Zeichnung zeigen:An embodiment of the invention is described below the drawing. The drawing shows:

Fig. 1 eine schematische Teilseitenansicht eines Flugzeug flügels, der ein Mantelstrom-Fan-Gasturbinentriebwerk auf gehängt in der erfindungsgemäßen Weise trägt; Figure 1 is a schematic partial side view of an aircraft wing that carries a turbofan gas turbine engine on hung in the manner according to the invention.

Fig. 2 eine schematische Teilschnittansicht von Fig. 1 in Richtung des Pfeils 2; Fig. 2 is a schematic partial sectional view of Figure 1 in the direction of arrow 2 .

Fig. 3 in größerem Maßstab eine Schnittansicht der Pylon/Flug zeugaufbau-Verbindung gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung. Fig. 3 on a larger scale a sectional view of the pylon / aircraft assembly connection according to an embodiment of the invention.

Zunächst wird auf Fig. 1 Bezug genommen. Ein Flugzeugflügel (10) trägt ein Mantelstrom-Fan-Gasturbinentriebwerk (12) an einer Stelle unter der Unterseite. Die Aufhängung erfolgt über einen Pylon (14), der teilweise strichliert dargestellt ist.First, reference is made to FIG. 1. An aircraft wing ( 10 ) carries a turbofan gas turbine engine ( 12 ) at a location below the underside. The suspension takes place via a pylon ( 14 ), which is partially shown in broken lines.

Der Pylon (14) besitzt zwei Ansätze (16), an denen jeweils ein Ende eines Lenkers, eines Lenkerpaares (18, 20) festgelegt ist. Die anderen Enden der Lenker (18 und 20) sind an der stromab wärtigen Seite eines ringförmigen Kastenaufbaus (22) befestigt, der eine Ummantelung für eine Stufe der Fanauslaßleitschaufeln (24) (Fig. 2) bildet. Deren radial innere Enden (nicht darge stellt) am Kerngasgenerator (25) innerhalb eines Gehäuses (26) fixiert sind. Jene Enden der Lenker (18, 20), die an dem ring förmigen Kastenaufbau (22) festgelegt sind, liegen weiter aus einander als ihre anderen Enden. Außerdem sind die Verbindungen zwischen den Lenkern (18 und 20) und dem Pylon (14) so, daß Metall auf Metall liegt. Das Fehlen elastischer Mittel an diesen Verbindungen gewährleistet die Vermeidung relativer Bewegungen durch Vibration.The pylon ( 14 ) has two lugs ( 16 ), on each of which one end of a link, a pair of links ( 18 , 20 ) is fixed. The other ends of the handlebars ( 18 and 20 ) are attached to the downstream side of an annular box structure ( 22 ) which forms a casing for a stage of the fan outlet guide vanes ( 24 ) ( Fig. 2). The radially inner ends (not shown) are fixed to the core gas generator ( 25 ) within a housing ( 26 ). Those ends of the handlebars ( 18 , 20 ) which are fixed to the ring-shaped box structure ( 22 ) are further apart than their other ends. In addition, the connections between the handlebars ( 18 and 20 ) and the pylon ( 14 ) are such that metal lies on metal. The lack of elastic means on these connections ensures the avoidance of relative movements by vibration.

Jeder Lenker (18 und 20) besitzt eine Längeneinstellvorrichtung (28) bekannter Bauart, wodurch nach Verbindung der jeweiligen Enden der Lenker am Pylon (14) und am Kastenaufbau (22) die Längen der Lenker so eingestellt werden können, daß gewähr leistet wird, daß sie ständig unter Zugspannung stehen.Each handlebar ( 18 and 20 ) has a length adjustment device ( 28 ) of known type, whereby after connecting the respective ends of the handlebars on the pylon ( 14 ) and the box body ( 22 ), the lengths of the handlebars can be adjusted so that it ensures that they are constantly under tension.

Nunmehr wird auf Fig. 2 Bezug genommen. Der Pylon (14) erstreckt sich nach vorn und radial von seinen Lenkerverbindungs einsätzen (16) nach innen und sein stromaufwärtiges Ende (30) besitzt einen daran angeformten Flansch (32), der an einem Flansch (34) des Kompressorgehäuses (36) des Kerngasgenerators verbolzt ist. Die Bolzenverbindung ist wiederum starr und es sind keine elastischen Mittel vorgesehen, um eine Vibration zu absorbieren. Daraus folgt, daß der gesamte Aufbau, der aus Pylon (14), Lenkern (18 und 20) und dem Mantelstrom-Fan-Gas turbinentriebwerk (12) besteht, eine einstückige Einheit bildet, die keine Verbindungen besitzt, an denen eine Relativbewegung der Teile zueinander stattfinden kann.Reference is now made to FIG. 2. The pylon ( 14 ) extends forward and radially inward from its handlebar link inserts ( 16 ) and its upstream end ( 30 ) has a flange ( 32 ) formed thereon which is connected to a flange ( 34 ) of the compressor housing ( 36 ) of the core gas generator is bolted. Again, the bolt connection is rigid and there are no elastic means to absorb vibration. It follows that the entire structure, which consists of pylon ( 14 ), handlebars ( 18 and 20 ) and the turbofan turbine gas ( 12 ), forms a one-piece unit, which has no connections, on which a relative movement of the parts can take place to each other.

Der aus Pylon (14) und Mantelstrom-Fan-Gasturbinentriebwerk (12) bestehende Aufbau ist an einem Flugzeug über die Haupt träger (38 und 40) im Tragflügel (10) verbunden.The pylon ( 14 ) and turbofan gas turbine engine ( 12 ) existing structure is connected to an aircraft via the main carrier ( 38 and 40 ) in the wing ( 10 ).

Im folgenden wird auf Fig. 3 Bezug genommen. Die Mittel, die dazu benutzt werden um das Triebwerk bei dem dargestellten Ausführungsbeispiel an Ort und Stelle zu halten, bestehen aus Bolzen (42), die die Flansche (44) am Pylon (14) mit Flanschen (39) an den Hauptträgern (38 und 40) festklemmen. An dieser Verbindungsstelle von Pylon (14) mit den Hauptträgern (38 und 40) können Vibrations-Absorptions-Vorrichtungen benutzt werden.In the following, reference is made to FIG. 3. The means used to hold the engine in place in the illustrated embodiment consist of bolts ( 42 ) which attach the flanges ( 44 ) to the pylon ( 14 ) with flanges ( 39 ) to the main beams ( 38 and 40 ) clamp. At this junction of pylon ( 14 ) with the main beams ( 38 and 40 ), vibration absorption devices can be used.

Die Vibrations-Absorptions-Vorrichtungen können beispielsweise aus Gummihülsen (46) oder zusammengepreßten Drahtgeflechthülsen bestehen, wie sie beide als Vibrationsdämpfer bei Verbindungen von Aufbauten bekannt sind. Die Gummihülsen (46) können metal lische Büchsen (48 und 50) tragen, die hiermit verbunden sind.The vibration absorption devices can consist, for example, of rubber sleeves ( 46 ) or compressed wire mesh sleeves, both of which are known as vibration dampers in the connection of superstructures. The rubber sleeves ( 46 ) can carry metallic cans ( 48 and 50 ) which are connected to it.

Gemäß einem abgewandelten Ausführungsbeispiel (nicht darge stellt) können Hauptträger (38 und 40) und Pylon (14) zu sammenwirkende Flansche (nicht dargestellt) aufweisen, durch die die Bolzen (42) horizontal hindurchlaufen und die elasti schen Hülsen könnten darin in ähnlicher Lage (nicht dargestellt) angeordnet sein, d.h. mit ihren Achsen horizontal ausgerichtet.According to a modified embodiment (not shown), the main girders ( 38 and 40 ) and pylon ( 14 ) can have cooperating flanges (not shown) through which the bolts ( 42 ) run horizontally and the elastic sleeves could be in a similar position ( not shown) may be arranged, ie aligned horizontally with their axes.

Claims

1. A method of suspending a shroud fan gas turbine engine on an aircraft in which the core gas generator of the shroud fan gas turbine engine is rigidly attached to one end of a pylon, characterized in that the downstream end face of a fairing ( 22 ) which the Fan stage of the bypass fan gas turbine engine ( 12 ) surrounds, via two spaced-apart links ( 18 , 20 ) rigidly connected to the pylon ( 14 ) at locations that lie between the ends of the pylon, and that the pylon ( 14 ) is connected to the carrier structure ( 38 , 40 ) of the aircraft via elastic vibration absorption means ( 46 ).

2. The method according to claim 1, characterized in that those ends of the links ( 28 ) which are connected to the downstream end face of the panel, have a greater distance from each other than the other ends.

3. The method according to claim 2, characterized in that the pylon ( 14 ) is connected to the support structure by the fact that rubber sleeves ( 46 ) between the pylon ( 14 ) and the support structure ( 38 , 40 ) are clamped.