專利名稱：包括在風(fēng)扇殼體上向下偏移的發(fā)動機緊固件的用于飛行器的發(fā)動機組件的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明通常涉及一種用于飛行器的發(fā)動機組件，其包括渦輪噴氣發(fā)動機、包圍渦 輪噴氣發(fā)動機的發(fā)動機艙、以及設(shè)置有剛性結(jié)構(gòu)和多個發(fā)動機緊固件的懸掛架，所述緊固 件設(shè)置在懸掛架的剛性結(jié)構(gòu)和渦輪噴氣發(fā)動機之間。
背景技術(shù)：
懸掛架，也叫做EMS (發(fā)動機安裝結(jié)構(gòu))，其允許將渦輪噴氣發(fā)動機懸掛在飛行器 的機翼下方或?qū)u輪噴氣發(fā)動機安裝在該機翼上方或?qū)u輪噴氣發(fā)動機安置在機身的后 部。事實上，該懸掛架被設(shè)計為在渦輪噴氣發(fā)動機和飛行器的給定結(jié)構(gòu)部分之間構(gòu)成連接 接口。該懸掛架允許將由相關(guān)渦輪噴氣發(fā)動機產(chǎn)生的力傳遞至該飛行器的結(jié)構(gòu)，還允許在 發(fā)動機與飛行器之間布置燃料通路、電子系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)以及空氣系統(tǒng)。發(fā)動機艙典型地裝配有多個整流罩，其包圍渦輪噴氣發(fā)動機并允許在打開位置中 接觸渦輪噴氣發(fā)動機，已知的整流罩為風(fēng)扇整流罩和反向推力整流罩。更精確地，關(guān)于現(xiàn)有技術(shù)中的某些發(fā)動機組件，設(shè)置具有剛性結(jié)構(gòu)的懸掛架，該剛 性結(jié)構(gòu)包括一個縱向箱體和兩個側(cè)向箱體，所述側(cè)向箱體與縱向箱體連在一起并布置在縱 向箱體的兩側(cè)，懸掛架還包括將渦輪噴氣發(fā)動機懸掛在剛性結(jié)構(gòu)上的懸掛裝置，這些懸掛 裝置具有吸收來自風(fēng)扇殼體的推力的第一、第二和第三前發(fā)動機緊固件。如圖1(其示出了 現(xiàn)有技術(shù)中的一個實施方式，其中，發(fā)動機懸掛在機翼的下方)中示意性地示出的，吸收推 力的三個前發(fā)動機緊固件被布置為使得第三前發(fā)動機緊固件(8)通過渦輪噴氣發(fā)動機的 徑向平面Pl (這里，其是渦輪噴氣發(fā)動機的豎直對稱平面)，同時，使得連接在懸掛架的兩 個側(cè)向箱體上的第一和第二發(fā)動機緊固件6a，6b本身布置于徑向平面Pl的兩側(cè)，并通常由 渦輪噴氣發(fā)動機的另一徑向平面P2穿過，該徑向平面P2與上述徑向平面Pl垂直并在這里 對應(yīng)于于渦輪噴氣發(fā)動機的水平對稱平面。應(yīng)當(dāng)注意，保持此特定布置(其中，風(fēng)扇殼體上 的第一和第二發(fā)動機緊固件的固定點在風(fēng)扇殼體上徑向地相對)，以通過這兩個緊固件特 別允許推力通過，由第三緊固件傳遞的力很小，甚至為零。這允許避免產(chǎn)生由這兩個徑向相 對的緊固件組成的推力吸收特許平面相對于發(fā)動機軸線的偏移，因此，強烈限制引入有害 的力矩，該力矩容易沿著渦輪噴氣發(fā)動機的橫向方向施加并使發(fā)動機殼體變形。渦輪噴氣發(fā)動機典型地包括風(fēng)扇殼體12、相對于風(fēng)扇殼體徑向地位于內(nèi)部且通 過多個結(jié)構(gòu)臂17(優(yōu)選地徑向定向)與風(fēng)扇殼體連接的中間殼體21、以及將中間殼體21朝 著后部延伸的中心殼體16 (也叫做“核心”殼體)。最后，應(yīng)當(dāng)注意，中心殼體延伸至具有最 大尺寸的后端19，也叫做排氣殼體(carter d’ Sjection)。三個發(fā)動機緊固件6a，6b，8與風(fēng)扇殼體12固定地連接，更優(yōu)選地與所述風(fēng)扇殼 體的后外圍端18連接，因此，當(dāng)渦輪噴氣發(fā)動機產(chǎn)生軸向推力時，對此風(fēng)扇殼體12施加力 (solliciter)，同樣地對結(jié)構(gòu)臂17施加力。在這種施加力的過程中，風(fēng)扇殼體完全能夠傳 遞軸向力(也叫做縱向力)，甚至將力傳遞至位于直接在圓周方向上連續(xù)的兩個結(jié)構(gòu)臂之間的風(fēng)扇殼體部分中。然而，已經(jīng)指出，在吸收推力的特許平面P2中，結(jié)構(gòu)臂受到較大應(yīng)力，其導(dǎo)致結(jié)構(gòu) 臂彎曲，這對發(fā)動機是有害的。事實上，如圖2a中示意性地示出的，在集成了吸收大部分推 力的發(fā)動機緊固件6a，6b的徑向平面P2中，結(jié)構(gòu)臂17具有彎曲的趨勢，并且，其徑向外端 朝著后部傾斜。臂17朝著后部的此彎曲是由于風(fēng)扇殼體12的變形，風(fēng)扇殼體12具有在平 面P2中相對于發(fā)動機軸線5 “打開”的趨勢，如外圍前端23的分離所指示的。為了補償此 打開，外圍前端23在徑向垂直平面Pl中具有“關(guān)閉”的趨勢或“夾緊”的趨勢，因此，這通 常加強罩的“橢圓化”，其中長軸穿過第一和第二發(fā)動機緊固件6a，6b。因此，如上所述，風(fēng)扇殼體的變形在風(fēng)扇葉片和風(fēng)扇殼體之間產(chǎn)生大間隙，該間隙 對發(fā)動機的整體性能有害。如上所述，推力以特許方式穿過平面P2的第一和第二發(fā)動機緊固件，而第三發(fā)動 機緊固件僅受很小的強度下的力，甚至受力為零。然而，在運行時，此第三發(fā)動機緊固件阻 止發(fā)動機的任何位移。由于此阻止，通過發(fā)動機組件在此第三緊固件周圍的旋轉(zhuǎn)，出現(xiàn)發(fā)動 機殼體在平面Pi中相對于懸掛架的變形。在上述情況中，圍繞緊固件8的旋轉(zhuǎn)具有使渦輪噴氣發(fā)動機的后部朝著底部樞轉(zhuǎn) 的趨勢，如圖2B所示，其中，為了清楚的原因，已經(jīng)有意地放大了變形程度，與圖2A中的情
況一樣。以更一般的方式，渦輪噴氣發(fā)動機所受到的變形，以及由此中心殼體16所受到的 變形，導(dǎo)致所述渦輪噴氣發(fā)動機的后端在與發(fā)現(xiàn)第三發(fā)動機緊固件的方向相對的方向上的 位移。在這點上，應(yīng)當(dāng)注意，針對將中心殼體集成在懸掛架和/或發(fā)動機艙的后部中，能 夠證明中心殼體的位移是有問題的。

發(fā)明內(nèi)容
因此，本發(fā)明的目的是，提出一種用于飛行器的發(fā)動機組件，其至少部分地克服與 現(xiàn)有技術(shù)中的實施方式相關(guān)的上述這些問題。為此，本發(fā)明的目的是提供一種用于飛行器的發(fā)動機組件，其包括-渦輪噴氣發(fā)動機，包括風(fēng)扇殼體、相對于風(fēng)扇殼體徑向地位于內(nèi)部且通過多個結(jié) 構(gòu)臂(優(yōu)選地徑向定向)與該風(fēng)扇殼體連接的中間殼體、以及將所述中間殼體朝著后部延 伸的中心殼體；-具有剛性結(jié)構(gòu)的懸掛架，包括縱向箱體和兩個與所述縱向箱體連在一起且布置 在所述縱向箱體兩側(cè)的側(cè)向箱體，懸掛架還包括用于將所述渦輪噴氣發(fā)動機懸掛在剛性結(jié) 構(gòu)上的懸掛裝置，所述懸掛裝置包括第一、第二和第三前發(fā)動機緊固件，所述前發(fā)動機緊固 件用于吸收施加至風(fēng)扇殼體的推力，并且所述前發(fā)動機緊固件給布置為使得所述第三前發(fā) 動機緊固件通過渦輪噴氣發(fā)動機的第一徑向平面，并使得分別連接于兩個側(cè)向箱體上的所 述第一和第二前發(fā)動機緊固件布置在此第一徑向平面的兩側(cè)。根據(jù)本發(fā)明，所述第一和第二前發(fā)動機緊固件在兩個點處與風(fēng)扇殼體連接，并且 所述第一和第二前發(fā)動機緊固件相對于所述第三前發(fā)動機緊固件位于渦輪噴氣發(fā)動機的 第二徑向平面上方，該第二徑向平面垂直于第一徑向平面。
本發(fā)明的新穎性在于，第一和第二發(fā)動機緊固件相對于其之前采用的徑向位置偏 移，執(zhí)行該偏移，以便使第一和第二發(fā)動機緊固件遠(yuǎn)離所述第三發(fā)動機緊固件。通過這種構(gòu) 造，當(dāng)渦輪噴氣發(fā)動機被軸向推動時，相對于發(fā)動機軸線觀察到集成有第一和第二發(fā)動機 緊固件的推力吸收平面偏移。因此，由于所采用的偏移，該力吸收平面不像上述現(xiàn)有的解決 方案中的情況被特許，使得上述三個發(fā)動機緊固件以更均勻的方式重新分配推力。換句話 說，由第一徑向平面穿過的第三發(fā)動機緊固件被施加更大的壓力，因為其吸收更大的推力。 這有利地導(dǎo)致位于第二徑向平面中和靠近第二徑向平面的結(jié)構(gòu)臂中的應(yīng)力減小，并且，以 更一般的方式，導(dǎo)致圍繞中間殼體的結(jié)構(gòu)臂整體中的應(yīng)力基本上均勻。結(jié)果，風(fēng)扇殼體本身 變得在其外圍中具有更均勻的應(yīng)力，這很大地限制了在現(xiàn)有技術(shù)中遇到的“橢圓化”效果， 在現(xiàn)有技術(shù)中，第一和第二發(fā)動機緊固件徑向地相對。這導(dǎo)致更好的風(fēng)扇效率，因此，導(dǎo)致 更好的渦輪噴氣發(fā)動機的整體效率。另外，風(fēng)扇殼體和結(jié)構(gòu)臂的變形的減小依次導(dǎo)致風(fēng)扇殼體相對于懸掛架的相關(guān)豎 直位移減小。因此，這導(dǎo)致中心殼體的位移的限制，中心殼體能夠與懸掛架的后部和/或發(fā) 動機艙的后部更好地集成。自然地，能夠根據(jù)相關(guān)發(fā)動機組件的設(shè)計，來調(diào)節(jié)第一和第二發(fā)動機緊固件在第 二徑向平面下的定位；因此，此定位可根據(jù)相關(guān)飛行器而變化。優(yōu)選地，用于吸收推力的所述第一和第二前發(fā)動機緊固件相對于所述第一徑向平 面對稱地設(shè)置，第一徑向平面由平行于渦輪噴氣發(fā)動機的縱向方向的所述渦輪噴氣發(fā)動機 的縱向軸線和所述渦輪噴氣發(fā)動機的垂直于縱向方向的第一方向限定。通常優(yōu)選地，在沿著渦輪噴氣發(fā)動機的縱向軸線的正面圖中，以所述渦輪噴氣發(fā) 動機的縱向軸線為中心，第三和第一發(fā)動機緊固件的固定點之間的角度應(yīng)嚴(yán)格地大于90° 且小于或等于120°，更優(yōu)選地介于90°和110°之間(但不包括90°和110° )，或甚至 在90°和100°之間(但不包括90°和100° )，并且，以所述渦輪噴氣發(fā)動機的縱向軸線 為中心，第三和第二發(fā)動機緊固件的固定點之間的角度應(yīng)大于或等于240°且嚴(yán)格地小于 270°，而且更優(yōu)選地介于250°和270°之間(但不包括250°和270° )，或甚至在260° 和270°之間(但不包括260°和270° )。最優(yōu)選的間隔允許獲得非常滿意的解決方案， 其中，第一和第二緊固件的實現(xiàn)沒有任何問題，并且其中，渦輪噴氣發(fā)動機提供令人滿意的 性能。優(yōu)選地，將所述第一和第二前發(fā)動機緊固件均設(shè)計為吸收渦輪噴氣發(fā)動機沿著縱 向方向和所述第一方向施加的力，并且，將所述第三前發(fā)動機緊固件設(shè)計為吸收渦輪噴氣 發(fā)動機沿著縱向方向和第二方向施加的力，第二方向垂直于所述第一方向并垂直于縱向方 向。作為說明，應(yīng)當(dāng)注意，在將渦輪噴氣發(fā)動機安裝在飛行器機翼上方或懸掛在所述 機翼下方的情況中，相互垂直且垂直于縱向方向的第一和第二方向優(yōu)選地分別是渦輪噴氣 發(fā)動機的豎直和橫向方向。另一方面，雖然在將發(fā)動機組件安裝在飛行器機身的后部上時 也是這種情況，但是可以是第一和第二方向均相對于渦輪噴氣發(fā)動機的豎直和橫向方向 傾斜。在此構(gòu)造中，所述懸掛裝置唯一地由上述前緊固件組成，其固定至渦輪噴氣發(fā)動 機的風(fēng)扇殼體并形成均衡的吸收系統(tǒng)。更一般地，可以使得固定至風(fēng)扇殼體的懸掛裝置僅是所述第一、第二和第三發(fā)動機緊固件，在其它情況中，在懸掛架的剛性結(jié)構(gòu)和中心殼體之 間設(shè)置附加的發(fā)動機緊固件以形成均衡吸收的系統(tǒng)。優(yōu)選地，如上所述，渦輪噴氣發(fā)動機的所述第一方向?qū)?yīng)于渦輪噴氣發(fā)動機的豎 直方向，并且，渦輪噴氣發(fā)動機的所述第二方向?qū)?yīng)于渦輪噴氣發(fā)動機的橫向方向。優(yōu)選地，兩個側(cè)向箱體中的每個箱體的封閉外部殼體構(gòu)成發(fā)動機艙的外空氣動力 學(xué)表面的一部分。換句話說，這回到由工作外殼組成發(fā)動機艙的外空氣動力學(xué)表面的一部 分的預(yù)見，其易吸收來自渦輪噴氣發(fā)動機的力。此外，優(yōu)選地提供一個或多個安裝于側(cè)向箱 體上的發(fā)動機艙整流罩，因此有利地，可在上述元件的幫助下在渦輪噴氣發(fā)動機的給定部 分的整個周圍形成外殼。根據(jù)另一優(yōu)選實施方式，發(fā)動機組件另外包括環(huán)形結(jié)構(gòu)，該環(huán)形結(jié)構(gòu)用于在中心 殼體周圍傳遞力并通過安裝裝置與中心殼體機械地連接，并且，所述第一和第二前發(fā)動機 緊固件中的每一個與形成剪應(yīng)力平面(plan de cisaillement)的加固結(jié)構(gòu)配合，并且在以 下位置固定地連接-在第一固定點處的環(huán)形結(jié)構(gòu)處；-在第二固定點處的風(fēng)扇殼體處；以及_在第三固定點處的結(jié)構(gòu)臂或中間殼體處，所述加固結(jié)構(gòu)沿著虛擬平面延伸，所述虛擬平面優(yōu)選地是徑向地、平行于渦輪噴 氣發(fā)動機的縱向軸線或穿過該縱向軸線，并且，還穿過風(fēng)扇殼體上的所述前發(fā)動機緊固件 的固定點。首先，被施加剪應(yīng)力(cisaillement)的這些加固結(jié)構(gòu)的存在，允許在兩個上述虛 擬平面中加固渦輪噴氣發(fā)動機，這導(dǎo)致對中心殼體的彎曲和中間殼體的彎曲的限制，甚至 是在這些平面中的慣性應(yīng)力的情況中。發(fā)動機組件的整體性能得到改進(jìn)。另外，添加加固結(jié)構(gòu)在上述兩個虛擬平面中或在上述兩個虛擬平面附近導(dǎo)致結(jié)構(gòu) 臂的加固，即，所述結(jié)構(gòu)臂在虛擬平面處傳統(tǒng)地具有最大應(yīng)力。結(jié)果，風(fēng)扇殼體與這些臂部 剛性地連接，這甚至更限制了上述的橢圓化效果。這導(dǎo)致更好的風(fēng)扇效率，因此，導(dǎo)致更好 的渦輪噴氣發(fā)動機整體效率。優(yōu)選地，所述第三固定點位于所述中間殼體和結(jié)構(gòu)臂之間的連接處，在不背離本 發(fā)明的范圍的前提下，第三固定點可以位于中間殼體或結(jié)構(gòu)臂上。優(yōu)選地，每個加固結(jié)構(gòu)采用三角形的一般形狀，其可以是實心的或為了減小質(zhì)量 是穿孔的。為此，三角形形狀看起來適于允許剪應(yīng)力平面的形成。更優(yōu)選地，所述第三前發(fā)動機緊固件與形成剪應(yīng)力平面的加固結(jié)構(gòu)配合，并且在 以下位置固定地連接-在第一固定點中的環(huán)形結(jié)構(gòu)處；-在第二固定點中的風(fēng)扇殼體處；以及_在第三固定點中的結(jié)構(gòu)臂或中間殼體處，所述加固結(jié)構(gòu)沿著虛擬平面延伸，所述虛擬平面優(yōu)選地是徑向的、且平行于渦輪 噴氣發(fā)動機的縱向軸線或穿過所述縱向軸線，并且，還穿過風(fēng)扇殼體上的所述第三前發(fā)動 機緊固件的固定點。通過此構(gòu)造，在該構(gòu)造中，所涉及的虛擬平面優(yōu)選地對應(yīng)于上述第一徑向平面，中心殼體更堅固，并能夠更好地抵擋施加在此平面中的慣性力。優(yōu)選地，所述加固結(jié)構(gòu)與所述懸掛架沒有任何直接的機械連接，這允許避免在懸 掛架中引入額外的力。上述懸掛裝置由此能夠保持均衡，不管是否存在加固結(jié)構(gòu)。作為說 明，出于一致的原因，也使得所述加固結(jié)構(gòu)與所涉及的發(fā)動機組件的發(fā)動機艙沒有任何直 接的機械連接。另外，本發(fā)明可包括環(huán)形結(jié)構(gòu)，該環(huán)形結(jié)構(gòu)用于在中心殼體周圍傳遞力且通過安 裝裝置與中心殼體機械地連接，該安裝裝置包括多個連接桿，所述環(huán)形結(jié)構(gòu)還與相對于環(huán) 形結(jié)構(gòu)布置在外部的多個結(jié)構(gòu)(例如上述的加固結(jié)構(gòu))連接，這些環(huán)形結(jié)構(gòu)在多個周向分 布在所述加固結(jié)構(gòu)上的力弓丨入點處徑向地施加力。在這種情況中，至少一個連接桿與每個力引入點配合，在沿著渦輪噴氣發(fā)動機的 縱向軸線的正面圖中，所述連接桿相對于中心殼體成切線地設(shè)置，并具有與此中心殼體連 接的內(nèi)端、以及與所述環(huán)形結(jié)構(gòu)連接以被虛擬平面穿過的外端，所述虛擬平面穿過所述渦 輪噴氣發(fā)動機的縱向軸線并且還穿過所述力引入點。可替代地，結(jié)構(gòu)可以不是徑向的，而是更一般地基本平直的，優(yōu)選地平行于渦輪噴 氣發(fā)動機的縱向軸線，然而，集成在虛擬平面中的每個結(jié)構(gòu)仍保持總是穿過所述力引入點 和相關(guān)連接桿的外端。該構(gòu)造具有以下優(yōu)點在正面圖中，將每個力引入點和連接桿的外端安置在相同 的虛擬平面中，因此優(yōu)選地是徑向的，通過與所涉及的力引入點相關(guān)的外部結(jié)構(gòu)，引入環(huán)形 結(jié)構(gòu)中的徑向力也位于該虛擬平面中。結(jié)果，通過連結(jié)桿的壓縮力或牽引力，以及通過環(huán) 形結(jié)構(gòu)中的必須基本切向的力(也叫做薄膜力(effort de membrane)) 一起吸收上述徑 向負(fù)載。為此，在環(huán)形結(jié)構(gòu)的每個力引入點處，此環(huán)形結(jié)構(gòu)趨向于通過基本切向的力抵抗 (repondre)外部結(jié)構(gòu)的機械應(yīng)力，從而很大地限制其變形并尤其防止其“橢圓化”。另外，連接桿相對于其所連接的中心殼體成切線地設(shè)置，從而也很大地限制了此 殼體的變形。因此，此構(gòu)造整體上在環(huán)形結(jié)構(gòu)和中心殼體之間提供一種更優(yōu)化的機械連接，從 而確保傳遞至與環(huán)形結(jié)構(gòu)連接的外部結(jié)構(gòu)的力的令人滿意的吸收。優(yōu)選地，所述連接桿在相同的周向方向上從其外端延伸。通過此構(gòu)造，在環(huán)和殼體 或連接桿之間存在熱差膨脹的情況中，環(huán)能夠有利地在中心殼體周圍轉(zhuǎn)動，同時仍與所述 殼體保持同軸。優(yōu)選地，所述連接桿基本上位于渦輪噴氣發(fā)動機的相同的橫向平面中。優(yōu)選地，為了最佳地允許中心殼體相對于包圍其的環(huán)形結(jié)構(gòu)的熱膨脹，所述連接 桿具有由球窩接頭形式連接的內(nèi)端和外端。優(yōu)選地，如前所述，外部結(jié)構(gòu)由上述加固結(jié)構(gòu)組成。因此，所述第一、第二和第三 前發(fā)動機緊固件中的每一個與形成剪應(yīng)力平面的加固結(jié)構(gòu)配合，并且在以下位置固定地連 接-在形成所述環(huán)形結(jié)構(gòu)中的力引入點的第一固定點中的環(huán)形結(jié)構(gòu)處；-在第二固定點中的風(fēng)扇殼體處；以及_在第三固定點中的結(jié)構(gòu)臂或中間殼體處，因此，所述加固結(jié)構(gòu)沿著所述徑向虛擬平面延伸，該虛擬平面穿過所述力引入點，也穿過風(fēng)扇殼體上的所述前發(fā)動機緊固件的固定點。應(yīng)當(dāng)注意，形成剪應(yīng)力平面的加固結(jié)構(gòu)由于環(huán)形結(jié)構(gòu)上述不變形而完美地起到作 用，加固結(jié)構(gòu)通過力引入點連接于環(huán)形結(jié)構(gòu)上。本發(fā)明的另一目的是提供一種飛行器，該飛行器包括至少一個如上所述的發(fā)動機 組件，所述發(fā)動機組件裝配在機翼上或裝配在此飛行器的機身的后部上。


在以下的非限制性詳細(xì)描述中，本發(fā)明的其它優(yōu)點和特征將會顯現(xiàn)出來。將通過附圖給出此描述，其中圖1至圖2b (已經(jīng)描述過)示出了根據(jù)現(xiàn)有技術(shù)的用于飛行器的發(fā)動機組件；圖3示出了根據(jù)本發(fā)明的一個優(yōu)選實施方式的用于飛行器的發(fā)動機組件的側(cè)視 圖；圖4示出了圖3所示的組件的透視圖，已經(jīng)去掉懸掛架的剛性結(jié)構(gòu)和發(fā)動機艙，以 允許更清楚地看到發(fā)動機緊固件；圖5示出了與圖4中組件相對應(yīng)的示意性正面圖，其示出了發(fā)動機緊固件的具體 位置；圖6示出了根據(jù)優(yōu)選實施方式的懸掛架的局部放大透視圖；圖7示出了沿著圖6的橫向平面P’截取的截面圖；圖8示出了懸掛架的透視圖，該懸掛架屬于根據(jù)本發(fā)明的另一個優(yōu)選實施方式的 用于飛行器的發(fā)動機組件；圖9示出了沿著穿過懸掛架的剛性結(jié)構(gòu)的圖8的橫向平面P’截取的截面圖；圖10示出了根據(jù)另一優(yōu)選實施方式的橫截面圖，其中，渦輪噴氣發(fā)動機集成了將 風(fēng)扇殼體與中心殼體連接的加固結(jié)構(gòu)，此圖還對應(yīng)于沿著圖η的線x-x截取的截面圖；圖11示出了沿著圖10的線XI-XI截取的截面圖；圖12示出了沿著圖10的線XII-XII截取的截面圖；圖13示意性地示出了位于用于傳遞力的環(huán)形結(jié)構(gòu)和渦輪噴氣發(fā)動機的中心殼體 之間的安裝裝置的橫截面圖；圖13a示出了與圖13的視圖相似的視圖，安裝裝置為替代的實施方式；圖14示出了圖13所示的視圖的局部放大圖，其示出了環(huán)形結(jié)構(gòu)上、在力引入點處 的力的重新分配；圖15示出了另一優(yōu)選實施方式，對應(yīng)于沿著圖13的線XV-XV截取的截面圖。
具體實施例方式參照圖3，可以看到根據(jù)本發(fā)明的一個優(yōu)選實施方式的用于飛行器的發(fā)動機組件 1，此組件1固定在飛行器的機翼(未示出)下方。整體上，發(fā)動機組件1(也叫做集成推進(jìn)系統(tǒng))由渦輪噴氣發(fā)動機2、發(fā)動機艙 3 (為了清楚的原因，用虛線示出)和裝配有渦輪噴氣發(fā)動機的懸掛裝置的懸掛架4，所述懸 掛裝置優(yōu)選地由多個發(fā)動機緊固件6a，6b，8組成，這些緊固件固定地連接在懸掛架的剛性 結(jié)構(gòu)10上(在此圖3中，緊固件6b被緊固件6a遮蓋)。作為說明，應(yīng)當(dāng)注意，組件1包括另一組緊固件(未示出)，該另一組緊固件用于確保將此組件1懸掛在飛行器機翼的下方。在以下全部描述中，按照慣例，將X稱為懸掛架4的縱向方向，也可將其看作渦輪 噴氣發(fā)動機2的縱向方向，所述方向X平行于渦輪噴氣發(fā)動機2的縱向軸線5。另一方面， 將Y稱為相對于懸掛架4橫向定向的方向，也可將其看作渦輪噴氣發(fā)動機2的橫向方向，并 且，Z是豎直或高度方向，這三個方向X，Y和Z相互垂直。另一方面，術(shù)語“前”和“后”是相對于在由渦輪噴氣發(fā)動機2施加推力之后飛行 器的前進(jìn)方向來說的，此方向用箭頭7示意性地表示。在圖3中，可以看到，僅示出了發(fā)動機緊固件6a，6b，8和懸掛架4的剛性結(jié)構(gòu)10。 該懸掛架4的其它未示出的組成元件(例如，將剛性結(jié)構(gòu)10懸掛在飛行器機翼下方的懸掛 裝置，或確保系統(tǒng)的分離和支持的同時支撐空氣動力學(xué)整流罩的輔助結(jié)構(gòu))是與現(xiàn)有技術(shù) 中遇到的元件相同或相似的并且對于本領(lǐng)域的技術(shù)人員來說已知的傳統(tǒng)元件。因此，將不 給出所述元件的詳細(xì)描述。另一方面，渦輪噴氣發(fā)動機2具有與圖1所示的渦輪噴氣發(fā)動機相同或相似的 設(shè)計，即在前部包括限定環(huán)形風(fēng)扇通道14的大尺寸的風(fēng)扇殼體12、中間殼體21和結(jié)構(gòu)臂 17 (未在圖3中示出)，也叫做出口導(dǎo)向葉片，以及具有后端19的中心殼體16。如從前述部分理解的，這里優(yōu)選地涉及具有高流量比的渦輪噴氣發(fā)動機。如可在圖3中看到的，第一前發(fā)動機緊固件6a和第二前發(fā)動機緊固件6b均相對 于平面Pl對稱地固定至風(fēng)扇殼體12，平面P 1叫做第一徑向平面，其由軸線5和Z方向限 定，該平面Pl經(jīng)過也固定在風(fēng)扇殼體12上的第三前發(fā)動機緊固件8，所有三個緊固件均優(yōu) 選地由垂直于軸線5的平面穿過?，F(xiàn)在參照圖4，可以看到，示意性地示出的第一緊固件6a和第二緊固件6b實際上 相對于渦輪噴氣發(fā)動機的第一徑向平面Pl對稱地布置，并優(yōu)選地均布置在風(fēng)扇殼體12的 外圍環(huán)形部分上，更精確地布置在此相同部分的后部上。更精確地，這兩個緊固件布置在被 稱為渦輪噴氣發(fā)動機的第二徑向平面的平面P2中，該平面P2與第一徑向平面垂直，并且因 此是水平的。因此，這些緊固件6a，6b在殼體12上的兩個連接點6’ a和6’ b被設(shè)置為使 得第二平面P2位于這兩個點6’ a和6’ b之間，并且，在沿著軸線5的正面圖中，此相同殼 體上設(shè)置有發(fā)動機緊固件8的連接點8’，如圖5所示。在沿著軸線5示出的此圖中，可以看到，以縱向軸線5為中心的在第三和第一發(fā)動 機緊固件的固定點8’和6’ a之間的角度Al嚴(yán)格地大于90°，并優(yōu)選地介于90°和110° 之間(但不包括90°和110° )。同樣地，以縱向軸線5為中心的在第三和第二發(fā)動機緊固 件的固定點8’和6’ b之間的角度A2嚴(yán)格地小于270°，并優(yōu)選地介于250°和270°之間 (但不包括250°和270° )。如上所述，緊固件6a，6b的此布置允許對發(fā)動機緊固件8施加更大的力，因此限制 了在現(xiàn)有技術(shù)的實施方式中遇到的風(fēng)扇殼體的“橢圓化”附加作用。另外，通過經(jīng)過該第三 緊固件8的軸向力，其允許防止/抵消平行于Y方向的施加在渦輪噴氣發(fā)動機上的軸線扭矩。作為說明，應(yīng)當(dāng)注意，以傳統(tǒng)的方式制造發(fā)動機緊固件6a，6b，8，例如，集成配件和 銷釘?shù)念愋?，上述固?連接點6’ a, 6' b，8對應(yīng)于這些緊固件的結(jié)構(gòu)和風(fēng)扇殼體的結(jié)構(gòu)之 間的接觸點。
如圖4中的箭頭示意性地示出的，第一和第二前發(fā)動機緊固件6a，6b中的每一個 均被設(shè)計為可以吸收由渦輪噴氣發(fā)動機2沿著X方向和沿著Z方向產(chǎn)生的力，但是不吸收 沿著Y方向施加的力。以此方式，彼此遠(yuǎn)離的兩個緊固件6a，6b共同確保沿著X方向施加的力矩的吸收， 并確保沿著Z方向施加的力矩的吸收。仍參照圖4，可以看到，位于風(fēng)扇殼體12的最高部分 上，由此位于環(huán)形外圍部分的最高部分上的第三前緊固件8被設(shè)計為可以吸收由渦輪噴氣 發(fā)動機2沿著X方向和Y方向產(chǎn)生的力，但是不吸收沿著Z方向施加的力。以此方式，該第 三緊固件8和緊固件6a，6b共同確保吸收沿著Y方向施加的力矩。此非限制性構(gòu)造的優(yōu)點在于所有發(fā)動機緊固件均安裝在風(fēng)扇殼體上，使得這些 緊固件不干擾輔助流(flux secondaire)，從而導(dǎo)致發(fā)動機的整體性能顯著增加。另外，三 個緊固件共同形成均衡的吸收系統(tǒng)?，F(xiàn)在參照圖6，可以看到懸掛架4的剛性結(jié)構(gòu)10的一個實施例。首先，指出，優(yōu)選 地設(shè)計此剛性結(jié)構(gòu)10(也叫做主要結(jié)構(gòu))，使得其相對于上述徑向平面Pl對稱，即，相對于 由渦輪噴氣發(fā)動機2的縱向軸線5和Z方向限定的豎直平面對稱。作為說明，這通常是當(dāng) 發(fā)動機懸掛或安裝在機翼上時的情況，但是并非必須是當(dāng)其裝配在機身后部時的情況。事 實上，在參照圖8和圖9將會詳細(xì)描述的后一種情況中，剛性結(jié)構(gòu)10根據(jù)其相對于機身后 部的方向而能夠具有另一對稱平面，例如，基本平行的或相對于水平面傾斜的對稱平面，或 甚至是沒有任何對稱平面。當(dāng)將在后面描述的兩個側(cè)向箱體具有不相同的圓周長度時發(fā)生 此情況，這兩個側(cè)向箱體連接被稱為中心箱體的縱向箱體且布置在該縱向箱體兩側(cè)。因此，剛性結(jié)構(gòu)10包括縱向箱體22(叫做縱向中心箱體，也叫做扭矩箱體)，其在 X方向上且平行于X方向從結(jié)構(gòu)10的一端延伸至另一端。作為說明，可通過裝配兩個在平 行平面XZ中沿著X方向延伸的側(cè)縱梁或側(cè)板30來形成該箱體22，并且，兩個側(cè)板通過橫向 肋25彼此連接，橫向肋25被定向在平行平面YZ中。另外，還提供上縱梁35和下縱梁36， 以封閉箱體22。兩個側(cè)向箱體24a，24b將補全剛性結(jié)構(gòu)10，剛性結(jié)構(gòu)的中心箱體22位于所述結(jié)構(gòu) 10的上部處，這兩個箱體24a，24b中的每一個與扭矩中心箱體22連在一起，并沿著Y方向 從所述中心箱體兩側(cè)且向下伸出。作為說明，應(yīng)當(dāng)注意，在不背離本發(fā)明的范圍的前提下， 箱體22，24a, 24b可被實現(xiàn)為僅形成單個唯一的箱體。優(yōu)選地，所述側(cè)向箱體在中心箱體22的前部在其兩側(cè)連接，每個側(cè)向箱體均具有 封閉內(nèi)部殼體26a，26b(也叫做下殼體)，所述內(nèi)部殼體朝著渦輪噴氣發(fā)動機定向并共同限 定虛擬表面32的一部分，該虛擬表面是基本上具有圓形截面的圓柱形，并具有平行于中心 箱體22且平行于X方向的縱向軸線34，如在圖6中看到的。另一方面，所述兩個殼體26a，26b均具有至少一個這樣的部分，該部分具有適于 能夠定位在此虛擬表面32周圍且與其接觸的適當(dāng)?shù)那?。有利地，因此所述殼體26a，26b 參與輔助流環(huán)形通道(未示出)的外部徑向界定，已知也考慮在這些封閉殼體上提供聲音 保護(hù)涂層，不管是在內(nèi)表面上還是外表面上?？商娲兀诓槐畴x本發(fā)明的范圍的前提下， 可使得側(cè)向箱體完全位于風(fēng)扇殼體上。作為說明，軸線34優(yōu)選地與渦輪噴氣發(fā)動機2的縱向軸線5重合。另外，側(cè)向箱體24a(這里，與側(cè)向箱體24b相同且對稱)包括箱體封閉外部殼體44a,同時，側(cè)向箱體24b也包括箱體封閉殼體44b。封閉殼體44a，44b (也叫做上殼體)均優(yōu)選地組成發(fā)動機艙的外部空氣動力學(xué)表 面的一部分，產(chǎn)生的有利結(jié)果是，懸掛架的至少一部分是發(fā)動機艙的組成部分。圖7示出了沿著橫向平面P’截取的截面圖，該橫向平面以任意方式穿過側(cè)向箱體 24a,24b ο在此圖中，可以看到，兩個箱體封閉內(nèi)部殼體26a，26b用其外表面的一部分限定 具有圓形截面的基本圓柱形的虛擬表面32的一部分。應(yīng)當(dāng)注意，為了產(chǎn)生從風(fēng)扇的環(huán)形通 道14排出的輔助流的最小干擾，圓柱形虛擬表面32的直徑優(yōu)選地與風(fēng)扇殼體12的環(huán)形部 分的圓柱形外表面的直徑基本相同。當(dāng)然，此特征與旨在設(shè)置內(nèi)殼26a，26b參與輔助流環(huán) 形通道的外部徑向界定的特征一致。另外，如可在圖7中看到的，中心箱體22的元件僅伸入由虛擬表面32限定的空間 38內(nèi)部一較小距離，使得這些元件不明顯地干擾輔助氣流的流動。這由這樣的事實來解釋 側(cè)向縱梁30在Z方向上具有相對于虛表面32和外表面18的直徑非常小的高度。共同參照圖6和圖7，殼體26a，44a通過前封閉框架28a和后封閉框架46a彼此連 接，因此，這些框架28a，46a橫向地定向并分別位于箱體24a的前部和后部。另外，位于平 面P2下方的封閉板48a封閉箱體24a的下部，并且因此與殼體26a，44a和框架28a，46a的 下端連接。自然地，側(cè)向箱體24b包括元件26b，44b，28b，46b和48b，分別與箱體24a的元件 26a, 44a, 28a, 46a和48a相同，這兩個側(cè)向箱體例如易于優(yōu)選地以鉸接的方式支撐發(fā)動機
艙的整流罩。優(yōu)選地，兩個殼體26a和26b被一體實現(xiàn)，并在所述殼體的上部處通過連接板50 彼此連接，連接板50沿著平面XY定向并與中心箱體22的下縱梁36接觸。類似地，也可設(shè) 置兩個前封閉框架28a，28b被一體實現(xiàn)，并在所述框架的上部處通過箱體22的前封閉框架 31彼此連接，此框架31沿著平面YZ定向。因此，在此構(gòu)造中，一體形成的框架28a，28b，31 布置在相同的平面YZ中，并構(gòu)成懸掛架4的剛性結(jié)構(gòu)10的前端。因此，懸掛架4的剛性結(jié)構(gòu)10完全適于支撐前發(fā)動機緊固件6a，6b，8，因為所述發(fā) 動機緊固件能夠輕松地固定在一體形成的橫向部件上，該橫向部件集成有框架28a，28b和 31的，如圖1所示，并具有例如通常U形的形狀，就像正面圖中的剛性結(jié)構(gòu)的組件一樣?？煽紤]一種替代的解決方案，其中，側(cè)向箱體形成半圓柱形桶并且不是U形，然后 在箱體下方設(shè)置附加的結(jié)構(gòu)元件，以便使得第一和第二發(fā)動機緊固件位于第二徑向平面P2 下方。此構(gòu)造在通過豎直運動從下方將渦輪噴氣發(fā)動機安裝在懸掛架上的情況中尤其有 利。作為說明，用金屬材料(例如，鋼、鋁、鈦)，或用復(fù)合材料(優(yōu)選地，具有碳)，來制 造已經(jīng)描述的剛性結(jié)構(gòu)10的所有組成元件。側(cè)向箱體24a，24b事實上可具有不同的周長，主要在將發(fā)動機組件懸掛在機身后 部的情況中，那么也確定，在這種情況中，在不背離本發(fā)明的范圍的前提下，這些側(cè)向箱體 可在與所述中心箱體的前部不同的另一位置與中心箱體22連接。為此，這里參照圖8和圖9，看到屬于根據(jù)本發(fā)明的另一優(yōu)選實施方式的發(fā)動機組 件的懸掛架的剛性結(jié)構(gòu)10，其特性與飛行器機身80的后部相關(guān)。
此剛性結(jié)構(gòu)10具有與在上述實施方式中描述的設(shè)計基本相同的設(shè)計，如由與之 前描述的相同元件相同或相似的元件相應(yīng)的參照數(shù)字所證明的?？梢钥吹?，由懸掛在機身80的后部產(chǎn)生的主要差異在于所述剛性結(jié)構(gòu)10的傾斜， 在兩個側(cè)向箱體24a，24b的范圍內(nèi)，現(xiàn)在整體形成基本圓柱形的外殼/殼體的一部分，其不 再位于上半直徑周圍，而是布置在所述相同的渦輪噴氣發(fā)動機(未示出)的基本側(cè)向的半 直徑周圍。更精確地，優(yōu)選地設(shè)計剛性結(jié)構(gòu)10，以相對于徑向平面Pl對稱，該徑向平面Pl不 再是豎直的，而是由渦輪噴氣發(fā)動機2的縱向軸線5和垂直于X方向的第一方向Z’限定， 此第一方向V相對于分別對應(yīng)于渦輪噴氣發(fā)動機的豎直和橫向方向的上述Z和Y方向傾 斜。優(yōu)選地，所述平面Pl可以以一定角度(例如，相對于水平面，即相對于任何XY平面，在 大約10°和60°之間)遠(yuǎn)離機艙80的同時上升。第一前發(fā)動機緊固件6a和第二前發(fā)動機緊固件6b均相對于上述平面Pl以對稱 的方式固定在風(fēng)扇殼體上，如圖8所示。因此，第一和第二前發(fā)動機緊固件6a，6b相對于緊 固件8設(shè)置在垂直于Pl的徑向平面P2上方。這里，可總結(jié)為徑向平面P2位于兩個緊固 件6a，6b與發(fā)動機緊固件8之間。這里，用縱向軸線5和垂直于方向X且垂直于第一方向Z’的第二方向Y’限定平 面P2，由此使得也相對于Z和Y方向傾斜。如圖8中的箭頭所示意性地示出的，將第一和第二前發(fā)動機緊固件6a，6b均設(shè)計 為吸收由渦輪噴氣發(fā)動機2沿著X方向和沿著第一方向Z’產(chǎn)生的力，但是不吸收沿著Y’ 方向施加的力。以此方式，兩個緊固件6a，6b彼此大幅度隔開，共同確保吸收沿著方向X施加的力 矩的和沿著方向Z’施加的力矩。仍參照圖8，可以看到第三前發(fā)動機緊固件8，其示意性地示出并也固定在風(fēng)扇殼 體(未示出)的外圍環(huán)形部分，優(yōu)選地也固定在該部分的后部。關(guān)于此第三前發(fā)動機緊固 件8，其由上面指出的平面Pl虛擬地穿過，該第三前發(fā)動機緊固件8被設(shè)計為能夠唯一地吸 收由渦輪噴氣發(fā)動機2沿著X方向和沿著Y’方向產(chǎn)生的力，因此不吸收沿著Z’方向施加 的力。以此方式，所述第三緊固件8與兩個其它緊固件6a，6b共同確保吸收沿著第二方 向Y’施加的力矩。最后，即使未示出，應(yīng)當(dāng)注意，優(yōu)選地設(shè)置在剛性結(jié)構(gòu)10上，尤其是在側(cè)向箱體 24a, 24b上，安裝一個或多個發(fā)動機艙整流罩。在圖10和圖12中，示出了本發(fā)明的另一優(yōu)選實施方式，其中，渦輪噴氣發(fā)動機集 成有加固結(jié)構(gòu)，該加固結(jié)構(gòu)將風(fēng)扇殼體和中心箱體連接一起。在圖中，將渦輪噴氣發(fā)動機2 示出為在這樣的位置，例如，當(dāng)其懸掛在機翼下方時所采用的位置。然而，可對渦輪噴氣發(fā) 動機的任何定位考慮所述實施方式，特別是當(dāng)將其安裝至機身后部時，例如圖8和圖9所示 的。首先，提供用于傳遞力的環(huán)形結(jié)構(gòu)60(也叫做輪緣或環(huán))，其圍繞以軸線5為中心 的中心殼體16。與中心殼體16徑向隔開的此環(huán)60通過安裝裝置62與中心殼體機械地連 接，該安裝裝置例如是連桿類型的，例如將在下文中詳細(xì)描述的。優(yōu)選地，此環(huán)60朝著中心殼體16的后部定位，例如在燃燒室的下游，更優(yōu)選地在渦輪機間殼體處并與固定的結(jié)構(gòu)元 件相對，理想地在高壓渦輪機殼體的端部。為了更好的支撐，其優(yōu)選地位于渦輪噴氣發(fā)動機 的傳動軸軸承的正前方。首先，提供形成剪應(yīng)力平面的加固結(jié)構(gòu)，其與第一和第二發(fā)動機緊固件6a，6b均 相配合。因此，關(guān)于第一發(fā)動機緊固件6a，在徑向虛擬平面66a中布置形成剪應(yīng)力平面的 加固結(jié)構(gòu)64a，該徑向虛擬平面66a穿過軸線5，也通過所述緊固件6a的固定點6’ a。如在圖11中更容易看到的，結(jié)構(gòu)64a優(yōu)選地采用基本三角形的平面形狀，可能具 有孔以減小質(zhì)量。該三角形在第一固定點68a處固定連接至環(huán)60，并且在第二固定點70a 處固定連接在風(fēng)扇殼體12處、在位于虛擬平面66a中的點6’ a的附近，以及在第三固定點 72a處固定連接至結(jié)構(gòu)臂17和中間殼體21之間的連接處。因此，形成剪應(yīng)力平面的三角形 結(jié)構(gòu)64a具有平行于位于虛擬平面66a中的結(jié)構(gòu)臂17且沿著結(jié)構(gòu)臂17的底部，這里，該虛 擬平面相對于Y和Z方向由于緊固件6a在徑向平面P2下方的偏移而傾斜。這里，三角形加固結(jié)構(gòu)(其位于虛擬平面66a中)是徑向的，也就是說，其穿過縱 向軸線5。然而，其可以另外的方式設(shè)置，也就是說，平行于縱向軸線5，不與其集成。尤其 是當(dāng)結(jié)構(gòu)臂本身不是徑向的，而是在橫向平面中傾斜以便其軸線不與縱向軸線5交叉。在 這種構(gòu)造中，仍優(yōu)選地這樣布置三角形結(jié)構(gòu)64a具有平行于結(jié)構(gòu)臂17且沿著結(jié)構(gòu)臂17的 底部，該結(jié)構(gòu)臂位于虛擬平面66a中。換句話說，優(yōu)選地設(shè)置三角形結(jié)構(gòu)64a位于一個結(jié)構(gòu) 臂17的后延長部分中，因此，所述結(jié)構(gòu)臂和結(jié)構(gòu)64a位于相同的虛擬平面66a中。應(yīng)當(dāng)注 意，此特征還可應(yīng)用于下面描述的其它加固結(jié)構(gòu)中每個。以相同的方式，對第二緊固件6b采用相同或相似的設(shè)計。因此，在圖中，與布置在 徑向虛擬平面66b中的形成剪應(yīng)力平面的加固結(jié)構(gòu)64b相關(guān)的元件的參考數(shù)字具有字母 “b”，以此代替加固結(jié)構(gòu)64a相關(guān)的相同元件所用的字母“a”。因此，結(jié)構(gòu)64a，64b相對于徑向平面Pl對稱，徑向平面Pl還對應(yīng)于另一徑向虛擬 平面66c，形成剪應(yīng)力平面的第三加固結(jié)構(gòu)64c位于該平面中，該剪應(yīng)力平面與第三發(fā)動機 緊固件8連接(attach6e)。而且，此處，在圖中，與布置在徑向虛擬平面66c中的形成剪應(yīng)力平面的加固結(jié)構(gòu) 64c相關(guān)的元件的參考數(shù)字，具有字母“c”，以此代替加固結(jié)構(gòu)64a相關(guān)的相同元件所用的 字母“a”。三個結(jié)構(gòu)64a，64b，64c優(yōu)選地是基本上相同的，整體上允許加固中心殼體16，從 而限制其彎曲，即使是在虛擬平面66a，66b，66c中施加慣性應(yīng)力的情況中，虛擬平面66c對 應(yīng)于豎直平面。另外，這些加固結(jié)構(gòu)允許限制虛擬平面中的和靠近虛擬平面的結(jié)構(gòu)臂17的 變形，有利地導(dǎo)致限制風(fēng)扇殼體12的“橢圓化”作用。優(yōu)選地，結(jié)構(gòu)64a，64b，64c在分離(bifurcation)渦輪噴氣發(fā)動機的輔助流中的 空氣中均起作用；這些分離在構(gòu)成空氣動力學(xué)表面的同時具有集成系統(tǒng)的通道和/或進(jìn)行 聲音處理的主要功能。最后，為了保持均衡均衡地吸收力，加固結(jié)構(gòu)與所述懸掛架沒有直接的機械連接， 并且與發(fā)動機艙也沒有直接的機械連接?，F(xiàn)在參照圖13和圖14，可以看到安裝裝置62的一個優(yōu)選實施方式，該安裝裝置位于用于傳遞力的環(huán)形結(jié)構(gòu)60和中心殼體16之間。首先，應(yīng)當(dāng)注意，上述固定點68a，68b，68c均在環(huán)60中形成力引入點，這些力引入 點沿著環(huán)周向地分布。另外，由于與這些點68a，68b，68c相關(guān)的上述加固結(jié)構(gòu)的優(yōu)選徑向 方向，對環(huán)施加的力也徑向地定向，也就是說，穿過經(jīng)過軸線5的方向，該環(huán)同樣以該軸線 為中心。然而，在不背離本發(fā)明的范圍的前提下，可將加固結(jié)構(gòu)以除了徑向以外的方式定向。至少一個連接桿62與這三個點68a，68b，68c的每個連接，沿著圖13中的軸線5 從正面看，每個連接桿相對于中心殼體16成切線地設(shè)置。更精確地，連接桿62均優(yōu)選地基 本上設(shè)置在渦輪噴氣發(fā)動機的同一橫向平面中。優(yōu)選地，單個連接桿62由上點68c和下點68a，68b中的每一個形成。對于每個連接桿62，其設(shè)置有由球窩連接方式連接在中心殼體16上的內(nèi)端62a， 和由球窩連接方式連接在環(huán)60上的外端62b。更具體地，將此外端62b布置為例如在正面圖 中被徑向虛擬平面66a，66b，66c穿過，該虛擬平面穿過縱向軸線5和相關(guān)的力引入點68a， 68b，68c。作為說明，通常，由此可見，對于給定的發(fā)動機緊固件，緊固件在風(fēng)扇殼體上的固 定點、相關(guān)的加固結(jié)構(gòu)在風(fēng)扇殼體上的固定點、加固結(jié)構(gòu)本身、在此環(huán)上形成加固結(jié)構(gòu)的固 定點的該環(huán)中的力引入點、以及相關(guān)連接桿的外端均布置在同一徑向虛擬平面中，因此，連 接殼體12和16的一個結(jié)構(gòu)臂也優(yōu)選地位于該虛擬平面中。用于固定連接桿62的端部的球窩類型允許更好地管理中心殼體相對于包圍其的 環(huán)形結(jié)構(gòu)60在徑向方向上和在縱向方向上的熱膨脹。事實上，當(dāng)中心殼體膨脹時，具有如 上所述定位的球窩連接桿能夠輕松地伴隨中心殼體在這兩個方向上的變形，不會引起有害 的應(yīng)力。另外，如在圖13中看到的，這三個連接桿62b均在相同的圓周方向上從其外端延 伸，例如，如已示出的順時針方向。通過此構(gòu)造，在環(huán)60和殼體16或連接桿62之間具有熱 差膨脹的情況中，環(huán)60可圍繞中心殼體16轉(zhuǎn)動，同時仍與所述中心殼體保持同軸。更具體地參照圖14，詳細(xì)描述了作用在力引入點68a處的力的重新分配，其它兩 個點68b，68c類似。在力引入點68a處，來自相關(guān)加固結(jié)構(gòu)64a的力76基本上徑向地布置，更具體地 布置在相應(yīng)的徑向虛擬平面66a中。一方面通過連接桿62中的壓縮力或牽引力78并且另 一方面由環(huán)60中的必須基本切向的力80來吸收徑向力76，該力80也叫做薄膜力。為此， 在環(huán)的三個力引入點中的每個處，其趨向于抵抗由基本切向的力施加的加固結(jié)構(gòu)的機械應(yīng) 力，從而限制橢圓化的危險。在示出了一個替代實施方式的圖13a中，除了以上參照圖13描述的三個連接桿62 以外，將提供適當(dāng)放置的第四連接桿62。事實上，為了均勻地重新分配力，從負(fù)載引入點68a，68b，68c分別引出的三個連 接桿與第四連接桿62相配合，該第四連接桿62將環(huán)60連接在殼體16上，此第四連接桿相 對于附接至第三發(fā)動機緊固件的連接桿是對稱設(shè)置的，例如對于由軸線5構(gòu)成的中心是中 心對稱的。因此，在正面圖中，也將外端62b布置為被徑向虛擬平面66c穿過，該虛擬平面 66c穿過縱向軸線5和相關(guān)的力引入點68c。另外，如在圖13a中看到的，三個連接桿由此均在相同的圓周方向上從其外端62b
15延伸，例如，如已示出的順時針方向。仍在此處，在環(huán)60和殼體16或連接桿62之間具有熱 差膨脹的情況中，環(huán)60可圍繞中心殼體16轉(zhuǎn)動，同時仍與所述中心殼體保持同軸。在示出了另一實施方式的圖15中，以上述方式設(shè)置的連接桿62仍與環(huán)60連接， 環(huán)60本身不僅與力引入點68a，68b，68c連接，而且還由輔助流88的環(huán)形通道的內(nèi)部徑向 定界的結(jié)構(gòu)86(IFS，入口風(fēng)扇結(jié)構(gòu))支撐。作為說明，此結(jié)構(gòu)86相對于輔助流環(huán)形通道的 外部徑向定界的結(jié)構(gòu)90(0FS，出口風(fēng)扇結(jié)構(gòu))朝著內(nèi)部徑向地設(shè)置，其本身位于懸掛架的 側(cè)向箱體的內(nèi)部殼體的后延長部分中。在這種情況中，如上所述，實際上可設(shè)置，沿著內(nèi)部結(jié)構(gòu)80延伸的加固結(jié)構(gòu)64a， 64b, 64c在分離渦輪噴氣發(fā)動機的輔助流中的空氣時起輔助作用。在圖13至圖15中，將渦輪噴氣發(fā)動機2示出為處于這樣的位置，例如當(dāng)該渦輪噴 氣發(fā)動機懸掛在機翼下方時所采用的位置。然而，對于渦輪噴氣發(fā)動機的任何定位，尤其當(dāng) 其位于機身的后部時，可考慮如上所述的安裝裝置62的特定結(jié)構(gòu)，例如如圖8和圖9所示。當(dāng)然，本領(lǐng)域的技術(shù)人員可對已經(jīng)描述的唯一地作為非限制性實例的飛行器發(fā)動 機組件1進(jìn)行各種修改。在這點上，應(yīng)當(dāng)注意，分別在圖10至圖12中和在圖13至圖15中 示出的兩個可選特征已經(jīng)被組合描述，但是，在不背離本發(fā)明的范圍的前提下，可以只提供 一個特征。
權(quán)利要求
一種用于飛行器的發(fā)動機組件(1)，包括 渦輪噴氣發(fā)動機(2)，包括風(fēng)扇殼體(12)、相對于所述風(fēng)扇殼體徑向地位于內(nèi)部且通過多個結(jié)構(gòu)臂(17)與所述風(fēng)扇殼體連接的中間殼體(21)、以及將所述中間殼體向后延伸的中心殼體(16)； 具有剛性結(jié)構(gòu)(10)的懸掛架(4)，包括縱向箱體(22)和兩個與所述縱向箱體(22)連在一起且布置在所述縱向箱體兩側(cè)的側(cè)向箱體(24a，24b)，所述懸掛架還包括用于將所述渦輪噴氣發(fā)動機(2)懸掛在所述剛性結(jié)構(gòu)(10)上的懸掛裝置，所述懸掛裝置包括第一、第二和第三前發(fā)動機緊固件(6a，6b，8)，所述前發(fā)動機緊固件用于吸收施加至風(fēng)扇殼體的推力，并且所述前發(fā)動機緊固件被布置為使得所述第三前發(fā)動機緊固件(8)穿過所述渦輪噴氣發(fā)動機的第一徑向平面(P1)，并使得分別連接于兩個側(cè)向箱體(24a，24b)上的所述第一和第二前發(fā)動機緊固件(6a，6b)布置在所述第一徑向平面(P1)的兩側(cè)，其特征在于，所述第一和第二前發(fā)動機緊固件(6a，6b)分別在兩個點(6’a，6’b)處與所述風(fēng)扇殼體(12)連接，并且所述第一和第二前發(fā)動機緊固件相對于所述第三前發(fā)動機緊固件(8)位于所述渦輪噴氣發(fā)動機的第二徑向平面(P2)上方，所述第二徑向平面垂直于所述第一徑向平面(P1)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的用于飛行器的組件(1)，其特征在于，用于吸收推力的所述第 一和第二前發(fā)動機緊固件(6a，6b)相對于所述第一徑向平面(Pl)對稱地設(shè)置，所述第一徑 向平面(Pl)由所述渦輪噴氣發(fā)動機的平行于所述渦輪噴氣發(fā)動機的縱向方向(X)的縱向 軸線(5)和所述渦輪噴氣發(fā)動機的垂直于所述縱向方向(X)的第一方向(Z，Z’ )限定。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的用于飛行器的組件(1)，其特征在于，在沿著渦輪噴氣發(fā)動機 的縱向軸線(5)的正面圖中，以所述渦輪噴氣發(fā)動機的縱向軸線為中心，第三和第一發(fā)動 機緊固件的固定點(8’，6’ a)之間的角度(Al)嚴(yán)格地大于90°且小于或等于120°，并且 優(yōu)選地在90°和110°之間但不包括90°和110°，并且，以所述渦輪噴氣發(fā)動機的縱向軸 線為中心，第三和第二發(fā)動機緊固件的固定點(8’，6’b)之間的角度(A2)大于或等于240° 且嚴(yán)格地小于270°，并且優(yōu)選地在250°和270°之間但不包括250°和270°。
4.根據(jù)權(quán)利要求2或3所述的用于飛行器的組件(1)，其特征在于，將所述第一和第二 前發(fā)動機緊固件(6a，6b)均設(shè)計為吸收所述渦輪噴氣發(fā)動機(2)沿著所述縱向方向(X)和 沿著所述第一方向(Z，Z’)施加的力，并且，其特征在于，將所述第三前發(fā)動機緊固件(8)設(shè) 計為吸收所述渦輪噴氣發(fā)動機(2)沿著所述縱向方向(X)和沿著第二方向(Y，Y’ )施加的 力，所述第二方向(Y，Y’ )垂直于所述第一方向(Ζ，Ζ’ )并垂直于所述縱向方向(X)。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的用于飛行器的組件(1)，其特征在于，所述渦輪噴氣發(fā)動機 (2)的第一方向?qū)?yīng)于所述渦輪噴氣發(fā)動機(2)的豎直方向，并且，其特征在于，所述渦輪 噴氣發(fā)動機(2)的第二方向?qū)?yīng)于所述渦輪噴氣發(fā)動機(2)的橫向方向(Y)。
6.根據(jù)上述權(quán)利要求中任一項所述的用于飛行器的組件(1)，其特征在于，所述懸掛 裝置唯一地由所述第一、第二和第三前發(fā)動機緊固件(6a，6b，8)組成。
7.根據(jù)上述權(quán)利要求中任一項所述的用于飛行器的組件(1)，其特征在于，所述組件 還包括環(huán)形結(jié)構(gòu)，所述環(huán)形結(jié)構(gòu)用于在所述中心殼體(16)周圍傳遞力(60)并通過安裝裝 置(62)與所述中心殼體機械地連接，并且，其特征在于，所述第一和第二前發(fā)動機緊固件 (6a,6b)中的每一個與形成剪應(yīng)力平面的加固結(jié)構(gòu)(64a，64b)配合，并且在以下位置固定地連接-在第一固定點(68a，68b)處的環(huán)形結(jié)構(gòu)處；-在第二固定點(70a，70b)處的風(fēng)扇殼體(12)處；以及_在第三固定點(72a，72b)處的結(jié)構(gòu)臂(17)或中間殼體(21)處，所述加固結(jié)構(gòu)(64a，64b)沿著虛擬平面(66a，66b)延伸，所述虛擬平面平行于所述渦 輪噴氣發(fā)動機的縱向軸線(5)或穿過所述縱向軸線，并還穿過所述風(fēng)扇殼體(12)上的所述 前發(fā)動機緊固件(6a,6b)的固定點(6，a,6' b)。
8.根據(jù)上述權(quán)利要求中任一項所述的用于飛行器的組件(1)，其特征在于，所述組件 包括環(huán)形結(jié)構(gòu)，所述環(huán)形結(jié)構(gòu)用于在所述中心殼體(16)周圍吸收力(60)并通過安裝裝置 (62)與所述中心殼體機械地連接，所述安裝裝置(62)包括多個連接桿，所述環(huán)形結(jié)構(gòu)還與 相對于所述環(huán)形結(jié)構(gòu)布置在外部的多個結(jié)構(gòu)(64a，64b，64c)連接，并分別在多個周向分布 在所述結(jié)構(gòu)(64a,64b,64c)上的力引入點(68a，68b，68c)處徑向地施加力，并且其特征在于，每個力引入點(68a，68b，68c)配合有至少一個連接桿(62)，在沿著 所述渦輪噴氣發(fā)動機的縱向軸線(5)的正面圖中，所述連接桿相對于所述中心殼體(16)成 切線地設(shè)置，并具有與所述中心殼體連接的內(nèi)端(62a)、以及與所述環(huán)形結(jié)構(gòu)(60)連接以 被徑向虛擬平面(66a，66b，66c)穿過的外端(62b)，所述虛擬平面(66a，66b，66c)穿過所述 渦輪噴氣發(fā)動機的縱向軸線(5)，還穿過所述力引入點(68a，68b，68c)。
9.一種飛行器，其特征在于，所述飛行器包括至少一個根據(jù)上述權(quán)利要求中任一項所 述的發(fā)動機組件(1)，所述發(fā)動機組件裝配在所述飛行器的機翼上或者裝配在所述飛行器 的機身的后部上。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種用于飛行器的發(fā)動機組件，其包括將渦輪噴氣發(fā)動機(2)懸掛在懸掛架的剛性結(jié)構(gòu)上的懸掛裝置，所述懸掛裝置包括第一、第二和第三前發(fā)動機緊固件(6a，6b，8)，其用于吸收作用于風(fēng)扇殼體(12)上的推力，并且所述前發(fā)動機緊固件被布置為使得第三緊固件(8)穿過渦輪噴氣發(fā)動機的第一徑向平面(P1)，第一和第二緊固件(6a，6b)設(shè)置在該第一平面(P1)的兩側(cè)上。根據(jù)本發(fā)明，所述第一和第二前發(fā)動機連接裝置(6a，6b)分別在兩個點(6’a，6’b)處與風(fēng)扇殼體(12)連接，并且相對于第三緊固件(8)位于渦輪噴氣發(fā)動機的第二徑向平面(P2)上，該第二徑向平面垂直于第一直徑平面(P1)。
文檔編號B64D27/26GK101945808SQ200980106082
公開日2011年1月12日 申請日期2009年2月27日 優(yōu)先權(quán)日2008年2月28日
發(fā)明者勞倫特·拉豐, 弗雷德里克·茹爾納德, 德爾菲娜·雅爾貝 申請人:空中客車運作股份公司