安装在悬挂架和发动机舱进气口上的风扇罩的支撑托架制造技术

本发明专利技术涉及一种用于飞行器的发动机组件，其包括发动机、发动机悬挂装置（４）和发动机舱，该发动机舱包围发动机并具有风扇罩（３４），该悬挂装置（４）包括刚性结构（８）和前空气动力学结构（２４），该风扇罩铰接在该前空气动力学结构上，该前空气动力学结构（２４）装备有托架（４０），该托架（４０）具有安装在刚性结构（８）上的后悬挂件（４４ａ，４４ｂ）。根据本发明专利技术，该托架还设置有安装在发动机舱进气口（３２）上的前悬挂件（４２）。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】
本专利技术通常涉及一种用于飞行器发动机组件，其包括发动机、发动机悬挂装置以及发动机舱，该发动机舱包围发动机并设置有风扇罩和进气口 ，上述悬挂装置包括刚性结 构和前空气动力结构，风扇罩铰接在该前空气动力结构上。 这种类型的悬挂装置(也被称为悬挂架或"EMS(发动机安装结构)")总体上允 许将诸如涡轮喷气发动机的发动机悬挂在飞行器机翼下面，或将该发动机安装在该机翼上 面，或将该发动机组装在飞行器机身后部上。
技术介绍
实际上，这种悬挂装置被设置为构成发动机和飞行器机翼之间的连接接口。 该悬挂架允许将由相关发动机产生的力传递到该飞行器的结构，并且还允许燃 料、电气和液压系统、以及发动机和飞行器之间空气的布线(cheminement)。 为了确保力的传递，悬挂装置包括刚性结构(也称为主结构)，该刚性结构通常为 "箱体"类型，即通过上、下纵梁和侧壁板的组装而形成，在所述侧壁板之间由横肋连接。 另一方面，悬挂装置具有设置在发动机和刚性结构之间的悬挂件，这些悬挂件总 共包括两个发动机紧固件和一个吸收发动机产生的推进力的装置。现有技术中，该吸收装 置通常包括两个侧连杆，所述侧连杆一方面连接到发动机壳体(如风扇壳或中间壳)，另一 方面连接到固定在中央壳或喷射壳上的后发动机紧固件。 同样地，悬挂装置还包括另一组紧固件，该另一组紧固件构成介于刚性结构和飞 行器机翼之间安装系统，该安装系统通常由两个或三个紧固件组成。 此外，悬挂架设置有多个副结构，该副结构尤其确保系统的分隔和保持，同时支撑 空气动力学整流罩的元件，空气动力学整流罩的这些元件通常采用集成到这些副结构中的 壁板或罩的形式。以本领域技术人员已知的方式，副结构与刚性结构(也称为主结构)不 同，这是因为这些副结构不是用于确保传递来自发动机且必须向飞行器机翼传递的力。 在副结构中，具有位于悬挂架刚性结构前面的前空气动力学结构，该前空气动力 学结构不仅具有空气动力学整流罩的功能，而且允许不同系统(空气、电气、液压、燃料)的 安装、分隔和布线。此外，该前空气动力学结构支撑相关发动机的风扇罩，而推进力反向器 罩(c即ots d， i読rseur de pouss6e)通常由悬挂架的刚性结构支撑。 在现有技术的解决方案中，前空气动力学结构通常包括托架(berceau)，该托架覆 盖有空气动力学整流罩并固定在空气动力学整流罩上。空气动力学整流罩也称为空气动力 学整流罩壁板或元件，因此空气动力学整流罩覆盖该托架，该托架充当支撑风扇罩的结构角色。 上述托架通常通过适当的悬挂件安装在刚性结构上。然而，当发动机组件受到相 当大的应力时，如在起飞和着陆过程中或在强湍流中飞行时遇到的应力，前空气动力学结 构的托架在刚性结构上的固定连接导致发动机组件的总体几何形状的明显变化，且更具体 地是导致发动机舱的整体几何形状的显著变化。具体地，有时可观察到伴随有发动机变形4的发动机舱的进气口和风扇罩之间的失配，该风扇罩安装在与悬挂架的刚性结构连在一起 的所述前空气动力学结构上，因此该前空气动力学结构也可与该发动机舱进气口分离。所观察到的现象明显引起阻力(train6e )，这会损害飞行器的整体性能。 此外，将托架连接在悬挂架的刚性结构上的该解决方案导致其向前突出，这导致 相关的质量引起的相当大的机械应力。 此外，当固定支撑空气动力学整流罩的托架不再安装在悬挂架的刚性结构上，而 是唯一地安装在与发动机舱的进气口连在一起的发动机风扇壳上时，也会遇到类似现象。 在这种情况下，有时可在与风扇壳连在一起的托架的空气动力学整流罩和悬挂架的其他空 气动力学整流罩(特别是被称为连接整流罩的更靠近后部设置的整流罩)之间观察到失 配。此外，当托架安装在发动机的风扇壳上时，这通常导致对于扇叶损耗现象(也称为"扇叶输出(Fan Blade Out)"现象)难以证明前空气动力学结构的强度(te皿e)，因为 固定安装在风扇壳上的前空气动力学结构遭受与风扇壳同样的加速/位移。为了解决这些 困难，要求对安装在风扇壳上的托架执行扇叶冲击阻力测试，然而该类测试还不成熟。 另一方面，对于该安装技术方案，扇叶损耗可导致前空气动力学结构和发动机舱 的进气口之间的很大的通气(6copage)风险。实际上，在叶片损耗过程中所观察到冲击后， 显著位移可在几毫秒内传导到风扇壳上。物理连接到该风扇壳上的所有元件都移动同样距 离。所涉及的结构(如前空气动力学结构的托架和进气口)必须吸收这些力/显著位移， 此外应当注意，在进气口和托架之间，和/或在进气口和风扇罩之间可能产生大的间隙。如 果这些间隙不闭合(referment)，则这些间隙可非常快地增加尺寸，且因此引起前空气动力 学结构的损耗以及风扇罩损耗。 最后，当托架安装在发动机风扇壳上时，通常必须为托架提供调整系统，该调整系 统的目的是确保间隙和失配符合规定。该调整系统具有昂贵和占用空间大的缺点。
技术实现思路
本专利技术的目的是提供一种用于飞行器的发动机组件，其克服上述关于现有技术实 现方式的缺点。 为此，本专利技术提供一种用于飞行器的发动机组件，该发动机组件包括发动机、发动 机悬挂装置和发动机舱，所述发动机舱包围发动机并设置有风扇罩和进气口 ，该悬挂装置 包括刚性结构以及前空气动力学结构，所述前空气动力学结构具有托架，风扇罩优选地铰 接在所述托架上并且空气动力学整流罩覆盖托架，前空气动力学结构装备有安装在悬挂装 置的刚性结构上的后悬挂件。按照本专利技术，前空气动力学结构的托架还装备有安装在进气 口上的前悬挂件。 因此，所提出的布置允许最大程度限制上述失配的有害效果，因为在该组件的高 应力期间，优选地支撑风扇罩的前空气动力学结构的托架的前部可更好地根据发动机变形 伴随进气口位移。 因此，发动机舱的进气口和风扇罩之间的对齐接合可被保持，这允许限制现有技 术实现方式中遇到的阻力损耗(pertes en trainee )。在该方面，由于存在后悬挂件，阻力 损耗也可通过保持空气动力学整流罩和悬挂架的其它空气动力学整流罩之间的对齐接合而减小，由于存在前悬挂件，这些阻力损耗也可通过保持空气动力学整流罩和进气口之间 对齐接合而减小。 此外，该特殊布置有利地允许限制支撑风扇罩的结构托架先前所遇到的向前突 出，因为托架装备有安装在发动机舱进气口上的前悬挂件。 另一方面，由于托架优选地不再直接安装在发动机的风扇壳上，而以任何方式安 装在悬挂架前端和后端以及进气口上，因此对扇叶损耗现象不再难以证明前空气动力学结 构的强度。实际上，可以考虑在叶片损耗之后，风扇壳的大位移不会导致托架上显著位移。 此外，即使在扇叶损耗的情形中，托架和进气口之间的前连接表示前空气动力学 结构和发动机舱进气口之间的通气风险被显著减小，甚至减小到没有。 最后，还由于存在托架和进气口之间的前连接，所要求的间隙被显著减小，且在托架的整流罩和悬挂架之间、在空气动力学上较不敏感的区域中被部分地向下游偏离。因此，有利地，与现有技术中所遇到到的相反，不再要求提供装备有托架的调整系统。 优选地，前悬挂件采用前紧固件的形式，该前紧固件被设计为吸收沿着发动机纵向方向、沿着该发动机的横向方向以及沿着发动机的竖直方向施加的力。 而且，后悬挂件优选地包括两个后本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于飞行器的发动机组件（１），其包括发动机（６）、发动机悬挂装置（４）以及发动机舱（６），所述发动机舱包围所述发动机并设置有风扇罩（３４）和进气口（３２），所述悬挂装置（４）包括刚性结构（８）和前空气动力学结构（２４），所述前空气动力学结构（２４）具有由空气动力学整流罩（４６）覆盖的托架（４０），所述托架（４０）装备有安装在所述悬挂装置（４）的刚性结构（８）上的后悬挂件（４４ａ，４４ｂ），　　其特征在于，所述前空气动力学结构（２４）的托架（４０）还装备有安装在所述进气口（３２）上的前悬挂件（４２）。

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】...

【专利技术属性】
技术研发人员：洛伊克迪索尔，弗雷德里克里德雷，
申请(专利权)人：空中客车运作股份公司，
类型：发明
国别省市：FR[法国]