飞行器推进组件制造技术

本发明专利技术涉及一种飞行器推进组件，包括涡轮喷气发动机（2）和支撑件（10），所述支撑件从悬挂组件（100）将扭力矩传递至飞行器，并且所述悬挂组件（100）插入所述支撑件（10）和所述涡轮喷气发动机之间，所述悬挂组件（100）包括如下悬挂紧固件：第一悬挂紧固件（110），其包括至少一个用于吸收推力的设备（111,112）并且配置成这样的方式，从而吸收沿从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向支撑件（10）的纵向轴线的轴线的力，至少一个第二悬挂紧固件（140,140a），配置成这样的方式，从而吸收与第一悬挂紧固件（110）相关联的、沿涡轮喷气发动机的纵向轴线的力矩，并吸收沿垂直于涡轮喷气发动机的纵向轴线并垂直于从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向支撑件（10）的纵向轴线的轴线的力，至少一个第三悬挂紧固件（120），配置成这样的方式，从而吸收与第一悬挂紧固件（110）相关联的、沿垂直于涡轮喷气发动机的纵向轴线并垂直于从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向支撑件（10）的纵向轴线的轴线的力矩，并吸收沿涡轮喷气发动机的纵向轴线的力，根据其各自的配置情况，沿从发动机的纵向轴线指向支撑件（10）的纵向轴线的轴线的力矩被第一悬挂紧固件吸收，或被第二悬挂紧固件吸收，或被第三悬挂紧固件吸收。

Propulsion module

The invention relates to an aircraft propulsion module, including turbojet engine (2) and a support member (10), the support from the suspension assembly (100) will be transmitted to the vehicle torque, and the suspension assembly (100) is inserted into the support member (10) and the gas turbine engine and the suspension assembly (100) includes the following: the first suspension hanging fastener fastener (110), which comprises at least one used to absorb thrust device (111112) and configured in such a manner, thereby absorbing along the longitudinal axis pointing from the turbo jet engine support (10) axis of the longitudinal axis the force, at least one of the second suspension fasteners (140140A), configured in such a way, so as to absorb and the first suspension fasteners (110) along the longitudinal axis of the turbo jet engine, with the Moment, and absorption along the longitudinal axis perpendicular to the turbo jet engine and perpendicular to the longitudinal axis of the turbo jet engine support (10) axis of the longitudinal axis of the force, at least one of the third suspension fasteners (120), configured in such a way, so as to absorb and first suspension fasteners (110) associated, along the direction perpendicular to the longitudinal axis of the turbo jet engine and perpendicular to the longitudinal axis of the turbo jet engine support (10) axis of the longitudinal axis of the torque, and the absorption line along the longitudinal axis of the turbo jet engine, according to their respective configuration, along the longitudinal axis from the engine pointing to the support member (10) axis of the longitudinal axis of the torque is the first hanging fastener absorption, or by the second hanging fastener absorption, or by the third hanging fastener absorption.

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】
本专利技术涉及一种飞行器推进组件。
技术介绍
一种飞行器推进组件，由发动机机舱和涡轮喷气发动机构成，其用于通过固定至涡轮喷气发动机和/或发动机舱的挂架，来悬挂至飞行器的固定结构（例如机翼或机身）。涡轮喷气发动机通常包括所谓的上游段（包括安装有叶片的风扇）和容纳气体发生器的所谓的下游段。风扇叶片由风扇壳体围绕，使得涡轮喷气发动机能够安装至发动机舱。进一步地，为了确保涡轮喷气发动机和飞行器的固定结构之间的接界面处的力的传递，挂架例如包括由组装翼梁和侧板构成的刚性箱型结构。悬挂组件设置在涡轮喷气发动机和挂架之间，该组件包括多个悬挂紧固件，形成用于吸收沿挂架分布的力的系统。更具体地，这样的悬挂组件包括固定至风扇壳体和/或中间壳体的多个上游悬挂紧固件以及固定在涡轮喷气发动机的主壳体的下游悬挂紧固件。该悬挂组件进一步包括用于吸收涡轮喷气发动机产生的推力的设备，该设备通常包括用于吸收推力的杆。由于风扇壳体上的杆的推力吸收点和涡轮喷气发动机的纵向主轴线之间的偏离，导致了上述类型的悬挂组件在沿飞行器的横向方向施加的扭力矩方面反复出现问题。由于该扭力矩以及用于承受涡轮喷气发动机推力的标准悬挂组件，导致涡轮喷气发动机的变形。涡轮喷气发动机的这种变形引起风扇壳体和推进组件的转动部件（例如风扇的叶片或叶栅）之间的摩擦和/或涡轮喷气发动机的叶栅和其主壳体之间的摩擦。这种摩擦损坏了转动部件，限制了涡轮喷气发动机的使用寿命并且降低了涡轮喷气发动机的性能。这样的变形还可能导致推进组件的转动部件和涡轮喷气发动机的风扇壳体和/或主壳体之间的间隙，这也会降低涡轮喷气发动机的性能。已经设计了多种悬挂组件来限制涡轮喷气发动机反复变形的情况。然而，它们都不是完全令人满意的。特别地已知一种悬挂组件，包括多个上游超静定悬挂紧固件，每个上游超静定悬挂紧固件设计成用于吸收沿三个方向和三个力矩施加的力，这种悬挂组件还包括安装在挂架和涡轮喷气发动机的外壳体或喷射壳体之间的下游悬挂紧固件，该下游悬挂紧固件设计成用于吸收沿涡轮喷气发动机的竖向方向施加的力。在这样的组件中，就可以撤掉用于吸收推力的设备。这种悬挂组件使力路径的备援变得棘手，因此需要复杂的检查策略。进一步，这样的悬挂组件为了弥补用于吸收推力的设备的移除，意味着要使用大尺寸的悬挂紧固件并且设置许多加强元件，这会对飞行器推进组件的重量带来不利影响。推进组件过重的重量以及与涡轮喷气发动机悬挂紧固件有关的累赘物对涡轮喷气发动机的性能是不利的并且会使其恶化。
技术实现思路
因此，本专利技术的一个目的在于解决上述缺陷。本专利技术的另一个目的在于提供一种飞行器推进组件，其有效地减小了涡轮喷气发动机的变形，并提供与现有的悬挂组件相比更轻的重量，从而显著地改善了涡轮喷气发动机推进组件的性能。为了能够补偿具有飞行器推进组件的涡轮喷气发动机的磨损，其悬挂组件简单，高效并便于安装。为此，本专利技术提供一种飞行器推进组件，其包括涡轮喷气发动机、支撑件以及插置在所述支撑件和所述涡轮喷气发动机之间的悬挂组件，所述支撑件确保扭力矩从悬挂组件传递至飞行器，所述悬挂组件的上游部分安装在中间壳体上，位于主壳体或风扇壳体的上游，并且所述悬挂组件的下游部分安装在所述支撑件上，其特征在于，所述悬挂组件包括如下悬挂紧固件：-第一悬挂紧固件，其包括至少一个用于吸收推力的设备，并且配置成吸收沿从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向支撑件的纵向轴线的轴线的力，-至少一个第二悬挂紧固件，其与第一悬挂紧固件相关联，配置成吸收沿涡轮喷气发动机的纵向轴线的力矩，并吸收沿垂直于涡轮喷气发动机的纵向轴线并垂直于从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向支撑件的纵向轴线的轴线的力，-至少一个第三悬挂紧固件，其与第一悬挂紧固件相关联，配置成吸收沿垂直于涡轮喷气发动机的纵向轴线并垂直于从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向支撑件的纵向轴线的轴线的力矩，并吸收沿涡轮喷气发动机的纵向轴线的力，根据其各自的配置情况，沿从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向支撑件的纵向轴线的轴线的力矩被第一或第二或第三悬挂紧固件吸收。根据本专利技术的推力反向器的其他可选特征，可以单独或组合来考虑：-所述悬挂组件为均衡的;-一个或多个第二悬挂紧固件和第一悬挂紧固件被配置成吸收沿垂直于涡轮喷气发动机的纵向轴线并垂直于从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向支撑件的纵向轴线的轴线的力，这些力沿从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向所述支撑件的纵向轴线的方向偏置，从而吸收围绕涡轮喷气发动机的纵向轴线的力矩；-一个或多个第三悬挂紧固件和第一悬挂紧固件被配置成吸收沿涡轮喷气发动机的纵向轴线的力，这些力沿从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向所述支撑件的纵向轴线的方向偏置，并吸收围绕垂直于涡轮喷气发动机的纵向轴线并垂直于从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向所述支撑件的纵向轴线的轴线的力矩；-所述第三悬挂紧固件安装在所述涡轮喷气发动机的支撑件的纵向轴线处；-所述第一悬挂紧固件被配置成吸收沿纵向方向的力，这些力沿垂直于涡轮喷气发动机的纵向轴线并垂直于从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向所述支撑件的纵向轴线的方向偏置，并吸收围绕从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向所述支撑件的纵向轴线的轴线的力矩；-所述第二悬挂紧固件和/或第三悬挂紧固件是双重的;-所述第三悬挂紧固件被配置成吸收围绕从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向支撑件的纵向轴线的轴线的力矩。-所述第三悬挂紧固件被配置成吸收沿推力吸收设备的力吸收点和风扇壳体或中间壳体的外围之间的纵向轴线的力，这两个纵向力沿垂直于涡轮喷气发动机的纵向轴线并垂直于从涡轮喷气发动机的轴线指向所述支撑件的轴线的轴线偏置；-所述第三悬挂紧固件安装在支撑件和风扇壳体或中间壳体的外箍之间，相对于中间平面对称，所述中间平面由纵向轴线以及从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向支撑件的纵向轴线的轴线限定；-所述第三悬挂紧固件包括至少一个闩杆，所述闩杆在其上游端通过轭连接至固定在支撑件上的安装支撑件，并且在其下游端通过闩支撑件连接至中间壳体或风扇壳体；-所述第二悬挂紧固件可以配置成吸收围绕从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向支撑件的纵向轴线的轴线的力矩；-所述悬挂紧固件包括备用的力路径，以防主力路径损坏；-所述悬挂紧固件包括双重的力路径，以防这些路径中的其中一个损坏；本专利技术还涉及一种飞本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种飞行器推进组件，包括涡轮喷气发动机（2）、支撑件（10）以及插置在所述支撑件（10）和所述涡轮喷气发动机之间的悬挂组件（100），所述支撑件确保扭力矩从所述悬挂组件（100）传递至飞行器，所述悬挂组件（100）的上游部分安装在中间壳体（30）上，位于主壳体（35）或风扇壳体（34）的上游，并且所述悬挂组件（100）的下游部分安装在所述支撑件（10）上，其特征在于，所述悬挂组件（100）包括如下悬挂紧固件：‑包括至少一个用于吸收推力的设备（111,112）的第一悬挂紧固件（110），所述第一悬挂紧固件（110）配置成吸收沿从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向支撑件（10）的纵向轴线的轴线的力，‑至少一个第二悬挂紧固件（140,140a），所述第二悬挂紧固件（140,140a）与所述第一悬挂紧固件（110）相关联，配置成吸收沿涡轮喷气发动机的纵向轴线的力矩，并吸收沿垂直于涡轮喷气发动机的纵向轴线并垂直于从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向支撑件（10）的纵向轴线的轴线的力，‑至少一个第三悬挂紧固件（120），所述第三悬挂紧固件（120）与第一悬挂紧固件（110）相关联，配置成吸收沿垂直于涡轮喷气发动机的纵向轴线并垂直于从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向支撑件（10）的纵向轴线的轴线的力矩，并吸收沿涡轮喷气发动机的纵向轴线的力，取决于第一或第二或第三悬挂紧固件各自的配置情况，沿从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向支撑件（10）的纵向轴线的轴线的力矩被第一或第二或第三悬挂紧固件吸收。...

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】2011.10.06 FR 11/590091.一种飞行器推进组件，包括涡轮喷气发动机（2）、支撑件（10）以
及插置在所述支撑件（10）和所述涡轮喷气发动机之间的悬挂组件（100），
所述支撑件确保扭力矩从所述悬挂组件（100）传递至飞行器，所述悬挂组
件（100）的上游部分安装在中间壳体（30）上，位于主壳体（35）或风扇
壳体（34）的上游，并且所述悬挂组件（100）的下游部分安装在所述支撑
件（10）上，其特征在于，所述悬挂组件（100）包括如下悬挂紧固件：
-包括至少一个用于吸收推力的设备（111,112）的第一悬挂紧固件（110），
所述第一悬挂紧固件（110）配置成吸收沿从涡轮喷气发动机的纵向轴线指
向支撑件（10）的纵向轴线的轴线的力，
-至少一个第二悬挂紧固件（140,140a），所述第二悬挂紧固件（140,140a）
与所述第一悬挂紧固件（110）相关联，配置成吸收沿涡轮喷气发动机的纵
向轴线的力矩，并吸收沿垂直于涡轮喷气发动机的纵向轴线并垂直于从涡轮
喷气发动机的纵向轴线指向支撑件（10）的纵向轴线的轴线的力，
-至少一个第三悬挂紧固件（120），所述第三悬挂紧固件（120）与第一
悬挂紧固件（110）相关联，配置成吸收沿垂直于涡轮喷气发动机的纵向轴
线并垂直于从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向支撑件（10）的纵向轴线的轴
线的力矩，并吸收沿涡轮喷气发动机的纵向轴线的力，
取决于第一或第二或第三悬挂紧固件各自的配置情况，沿从涡轮喷气发
动机的纵向轴线指向支撑件（10）的纵向轴线的轴线的力矩被第一或第二或
第三悬挂紧固件吸收。
2.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述悬挂组件为均衡的。
3.根据权利要求1或2所述的组件，其特征在于，所述至少一个第二
悬挂紧固件（140a，140b）和所述第一悬挂紧固件（110）被配置成吸收沿
垂直于涡轮喷气发动机的纵向轴线并垂直于从涡轮喷气发动机的纵向轴线
指向支撑件（10）的纵向轴线的轴线的力，这些力沿从涡轮喷气发动机的纵
向轴线指向所述支撑件（10）的纵向轴线的方向偏置，从而吸收围绕涡轮喷
气发动机（2）的纵向轴线的力矩。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的组件，其特征在于，所述至少
一个第三悬挂紧固件（120）和所述第一悬挂紧固件（110）被配置成吸收沿
涡轮喷气发动机的纵向轴线的力，这些力沿从涡轮喷气发动机的纵向轴线指
向所述支撑件（10）的纵向轴线的方向偏置，并吸收围绕垂直于涡轮喷气发
动机的纵向轴线并垂直于从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向所述支撑件
（10）的纵向轴线的轴线的力...

【专利技术属性】
技术研发人员：尼古拉斯·德泽斯特，
申请(专利权)人：埃尔塞乐公司，
类型：发明
国别省市：法国;FR