结构化发动机舱

本发明涉及用于涡轮风扇的发动机舱。

飞行器由分别容纳在发动机舱内的数个涡轮喷气机推进，该发动机 舱还容纳与其操作关联的相关致动装置的组件(例如推力换向装置)，并 在涡轮喷气机运转或停机时执行各种功能。

发动机舱通常具有管状结构，包括位于涡轮喷气机上游的进气口、 设计用于包围涡轮喷气机的风扇的中间部分、以及容纳推力换向装置并 设置用于包围涡轮喷气机的燃烧室的下游部分，并且其通常结束于排气 喷嘴，排气喷嘴的出口位于涡轮喷气机的下游。

现代发动机舱设计用于容纳涡轮风扇，该涡轮风扇能够通过旋转的 风扇的翼片而产生源自涡轮喷气机的燃烧室的热气流(也称为主气流)， 以及通过形成在涡轮喷气机的整流罩(或发动机舱的下游结构的并包围 涡轮喷气机的内部结构)与发动机舱的内壁之间的环形通路在涡轮喷气 机的外部行进的冷气流(旁通气流，也称为流)。两股气流通过发动机舱 的后部从涡轮喷气机排出。

飞行器的各个推进系统由此通过发动机舱及涡轮喷气机形成，并通 过塔架悬挂在飞行器的固定结构上，例如位于机翼下方或机身上，塔架 在其前部及后部利用悬挂元件安装至涡轮喷气机。

在上述构造中，由涡轮喷气机来支撑发动机舱。

上述结构保持了在飞行器飞行过程中很多合成外力。除了其他力， 还存在重力导致的力、外部及内部气动力、阵风、以及热效应。

这些施加至推进系统的应力被传递至涡轮喷气机并导致壳体发生形 变，这会直接影响涡轮喷气机在各个阶段的性能。具体而言，在称为蜂 腰型推进系统的推进系统的情况下，即相对于中间结构及进气结构具有 相对细的较长下游部分，这些应力会导致特别有害的被称为“香蕉形状” 形变的形变，下游部分会发生较大的弯曲。

上述“香蕉形状”反映为在驱动轴、风扇的叶片及涡轮喷气机的内 部叶片保持呈直线的同时由各个连续壳体形成的发动机舱的外部结构的 形变。结果是轴的叶片的头部移动接近壳体的内周。由此，相对于壳体 能够保持较小形变或无形变的构造，涡轮喷气机的常规性能会下降，这 是因为需要在设计发动机舱时考虑上述形变，由此总是要在叶片的头部 与壳体的外周之间设置充分的间隙。由此形成供应气流无法被叶片压缩 的部分，因为其通过上述较大的间隙而逃离。

本发明的目的在于缓解上述问题，为此提供了一种用于涡轮喷气机 的发动机舱，其包括前进气部分、设计用于包围所述涡轮喷气机的风扇 的中间部分、以及后部，所述后部具有内部结构，所述内部结构被设计 为用作所述涡轮喷气机的后部的壳体，其特征在于，所述内部结构具有 连接装置，所述连接装置适于允许所述发动机舱安装至塔架，所述塔架 被设计为用于连接至飞行器的在所述内部结构的至少一部分上的固定结 构。

因此，通过允许塔架直接安装至发动机舱的结构而非将其直接安装 至涡轮喷气机，可通过发动机舱来支撑涡轮喷气机。以此方式，涡轮喷 气机就不会保持并传递发动机舱的形变，反之亦然。如上所述，由此能 够优化在风扇叶片之间及涡轮喷气机内部的叶片与其各自壳体之间存在 的间隙，以提高推进系统的性能。

优选地，所述内部结构例如通过螺栓进行装配以刚性连接至所述涡 轮喷气机。

优选地，所述内部结构通过包围所述风扇的壳体连接至所述中间部 分。

优选地，通过所述壳体上的槽，在其外周的至少一部分上，所述内 部结构连接至包围所述风扇的所述壳体的下游部分的所述中间部分。

优选地，所述内部结构在其整个外周上连接至所述壳体的下游部分 的所述中间部分。显然，可仅在槽的外周的一部分上来进行安装。

优选地，所述壳体的所述外周槽具有V形内部轮廓。

优选地，所述内部结构装配有用于对所述涡轮喷气机再定中心的装 置。

优选地，所述内部结构被设计为使得所述塔架可在所述内部结构的 整个长度上延伸。

优选地，所述塔架结合在所述内部结构中。

优选地，所述内部结构包括至少一个外部壁，所述外部壁形成安装 在框架上的气动表面。优选地，所述外部壁部分或全部由至少一个声学 面板制成。以此方式，外部壁未实现结构作用，该功能通过框架来完成， 由此可最大程度地轻量化而无需在上述壁中提供高密度结构区域。在声 学面板的情况下，由此能够使声学面板的整个表面用于声学功能而无需 提供妨碍声学功能的结构区域。

根据第一变型实施例，所述框架优选地在至少180度的范围上仅部 分包围所述涡轮喷气机。

根据第二变型实施例，所述框架完全包围所述涡轮喷气机。

优选地，所述内部结构的所述框架由径向框架制成。优选地，所述 径向框架由力吸收连杆制成。

优选地，所述径向框架的至少一部分制成单一件。

替代或补充地，所述径向框架的至少一部分由例如通过螺栓连接在 一起的数个元件制成。

优选地，所述径向框架在所述内部结构的长度上分布。

优选地，所述框架包括通过形成格网的中间结构连接的至少一个前 径向框架以及一个后径向框架。

优选地，所述中间结构制成箱的形式。

优选地，所述中间结构由将至少两个径向框架连接在一起的连杆制 成。

优选地，所述连杆的至少一部分结合在至少一个径向框架中。

优选地，所述连杆为中空结构。

优选地，所述连杆彼此相对布置以形成三角形，优选形成等腰三角 形。

优选地，所述框架在所述内部结构的纵向轴线任一侧包括至少一个 纵向加强件。

优选地，所述内部结构包括用于吸收推力的至少一个连杆，其一方 面例如在水平中间平面处安装至所述内部结构的上游部分的至少一个位 置，另一方面在所述塔架的附近安装至所述内部结构的下游部分的至少 一个位置处或选择性地结合在所述塔架中。

倾斜地安装的上述推力吸收连杆的存在使得易于将纵向力传递至塔 架。

优选地，用于吸收推力的所述连杆取向为与所述塔架大致结构对准。

优选地，在所述水平中间平面的任一侧，用于吸收推力的所述连杆 具有在所述内部结构的上游部分的至少两个位置处安装至内部结构的分 叉，所述连杆的所述分叉具有例如位于所述框架的径向框架处的接合位 置。

优选地，所述框架元件的至少一部分，即所述径向框架、力吸收连 杆、中间结构及纵向加强件装配有热防护件。

根据第一变型实施例，所述框架制成单件式。

根据第二变型实施例，所述框架制成用于基本竖直装配的两个半件 式。

本发明还涉及一种飞行器，其特征在于，其包括至少一个具有根据 本发明的发动机舱的推进系统。

参考附图，通过以下的详细描述，本发明将更容易理解，其中：

图1是根据本发明的发动机舱的立体图，所述发动机舱其通过包围 涡轮喷气机的内部结构安装至塔架。

图2是图1的发动机舱的纵向剖视图。

图3是示出相对于风扇的壳体的内部结构的设置的部分视图。

图4是示出安装至塔架的完整内部结构的图3的结构的视图。

图5是以实线示出图4中的容纳涡轮喷气机的内部结构的视图。

图6是图1的发动机舱的剖视图。

图7是所述内部结构的第一变型例的视图。

图8是所述内部结构的第二变型例的视图。

图9是装配至内部结构的再定中心装置的简化视图。

图10是根据本发明的发动机舱的剖视图，所述发动机舱具有装配有 用于对涡轮喷气机再定中心的装置的内部结构。

图11及12分别为包括短内部结构的第三实施例的立体及侧视图。

图13及14示出了图11及12中的结构处于涡轮喷气机支撑状态。

图1及图2示出了用于涡轮喷气机2的发动机舱1。

发动机舱1形成用于涡轮喷气机2的管状腔室，并用于引导通过风 扇3的翼片产生的气流，即通过涡轮喷气机2的燃烧室4的热气流以及 在涡轮喷气机2外部行进的冷气流。

发动机舱1具有以下结构，其包括形成进气口5的前部、包围涡轮 喷气机2的风扇3的中间部分6、以及包围涡轮喷气机2并具有推力换向 系统的后部7。

进气口5具有设计用于引导进气的内表面5a以及整流罩外表面5b。

中间部分6一方面包括包围涡轮喷气机2的风扇3的内部壳体6a， 另一方面包括使进气口5的整流罩外表面5b延伸的壳体的整流罩外部结 构6b。内部壳体6a安装至进气口5，进气口5支撑并使其内表面5a延伸。 此外，内部壳体6a通过交叉布置的径向支柱8而连接至涡轮喷气机2的 上游壳体6c。很明显，径向支柱可以超过四个，特别是在CFM型涡轮喷 气机上。

后部7包括外部结构7a以及涡轮喷气机2的整流罩内部结构7b，外 部结构7a包括形成排气喷嘴的推力换向系统，内部结构7b与外部结构 7a一起界定设计用于使冷气流循环的气流9。

内部结构7b由覆盖有形成气流9的内部气动表面的声学面板11的 结构框架10制成。因此，声学面板11的结构并不大，并可最大程度地 轻量化，声学面板11的整个表面有助于实现声学性能，而无需提供妨碍 任何声学效果的结构区域。

结构框架10设计用于直接安装至支柱12自身，支柱12被设计用于 安装至飞行器的固定部分，例如机翼13。

结构框架10由两个半部分14形成，其中之一在图3中与风扇3的 内部壳体6a立体地示出，二者被设计为用于安装在一起。

每个半部分14均具有一系列径向框架15，其分布在半部分14的整 个长度上，并根据通过的力来界定其数量及截面。

具体而言，每个半部分均具有与上支柱16a及下支柱16b关联的上游 径向框架15a，上支柱16a及下支柱16b与上游径向框架15a一起，被设 计用于通过上游壳体6c及径向支柱8起到结构框架10与中间部分6之间 连接界面的作用。

多个径向框架15通过至少一个纵向加强件17，并通过顶部纵向加强 件18以及底部纵向加强件19连接在一起。此外，半部分14具有补充半 部分14的下游顶部支柱20a及下游底部支柱20b，以允许形成通过顶部 加强件21a及底部加强件21b分别将支柱16a和20a与支柱16b和20b 连接在一起的连接结构。还可增加其他顶部及底部支柱，例如与径向框 架15相连。

通过向各个半部分14增加力吸收连杆22来提高对力的传递，如图4 所示，力吸收连杆22一方面安装至半部分14处于结构框架10的中间平 面的上游(即大致在纵向加强件17及上游径向框架15a的位置)，另一方 面于设计接近支柱12的位置安装至半部分14的下游(即大致在顶部纵 向加强件18上并接近下游径向框架15b)。有利地，力吸收连杆22由此 被定向为沿与支柱12的方向基本相同的方向。可选地，力吸收连杆22 的下游连接位置可结合在支柱12中。

通过其上游下支柱16b及下游底部支柱20b，并通过底部纵向加强件 19及底部加强件21，各个半部分14经由其底部连接至另一半部分。

在顶部，各个半部分14通过其上游上支柱16a及下游顶部支柱20a， 并通过顶部纵向加强件18及顶部加强件21a连接至支柱12。

可选地，杆可结合在结构框架10中。

图5示出了在结构框架10已经被声学面板11覆盖的情况下，发动 机舱1的内部。

图6示出了由此组装的内部结构7b的剖面的前视图。

图7示出了结构框架10的一个变型例。根据图7的结构框架110由 两个半部分114制成，其与半部分14的不同之处仅在于各个半部分114 分别包括具有上游分叉的力吸收连杆122。因此上述力吸收连杆122在三 个位置连接至半部分114，即在结构框架110的中间平面的任一侧(即， 纵向加强件17的任一侧)位于上游径向框架15a处的两个下游位置114a、 114b，以及在与用于力吸收连杆22的相同位置下游的位置114c。优选地， 力吸收连杆122的分叉在大致位于径向框架15处的位置114d接合，并 安装至径向框架15。

图8示出了制成为单件的结构框架210，其仅在顶部开放，顶部设计 用于安装至支柱12。

结构框架10、110、210由涡轮喷气机2与位于涡轮喷气机2下游的 内部结构7b之间的再定中心装置补充。图9示出了再定中心装置的工作 原理。

再定中心装置的作用在于提供涡轮喷气机2与内部结构7b之间的永 久接触，由此考虑因运转中的涡轮喷气机2的热膨胀而导致的这两个结 构之间的运动差异会导致涡轮喷气机2的纵向及轴向运动。

为此，涡轮喷气机在其结构下游具有在其整个周向上分布的径向延 伸部30，每一个径向延伸部30都结束于坡道31，坡道31与结构框架10、 110、210的内部径向延伸部33的补充坡道32滑动接触。坡道31、32被 设计为使得其取向基本与两个结构之间的估计运动差异对应。

可以通过各种不同方式来实现再定中心系统，特别地，可通过在涡 轮喷气机2的外周的仅一部分或在其整个外周上的弹性接触(通过不同 的或单件元件)来实现。

图10示出了再定中心装置的分布的前剖视图。

注意，本发明允许对涡轮喷气机2更便利地维护，可通过简单地去 除声学面板11而无需拆解整个内部结构7b来接近涡轮喷气机2。

注意，内部结构7b可选择性地包括允许底部中的后外部结构41连 接的底部结构。在此情况下，结果是形成上述后外部结构41的安装位置 与涡轮喷气机2的下游周向再定中心区域之间的间距。该间距提供了趋 于将底部结构从内部结构7b分离的分力(后外部结构41通过其安装)， 其不再允许再定中心装置在该区域中实现其功能。因此，能够确保于下 游径向框架15b处在两个半部分14、114之间的连接位置处通过锁40的 系统的再定中心的维护的完整性。

图11至图14示出了本发明的部分变型实施例，其包括保持在风扇 的壳体处的短内部结构310。

在图11及图12中单独示出了支撑系统。

后者包括塔架12型的安装装置，内部结构310连接至该安装装置。

内部结构310被示出为外周结构框架形式，其由前外周径向框架315a 及后外周径向框架315b制成。

前外周径向框架315a与后外周径向框架315b通过中间结构316互 连，中间结构316形成格网，所述格网由共同形成大致等腰三角形的连 杆316a、316b制成。

通过安装在塔架12型结构上并设计用于接近涡轮喷气机2的一端连 接的悬挂元件320来补充支撑组件。

图13及图14示出了以上描述的在作为涡轮喷气机2支撑的情况下 的支撑组件，利用在壳体6c的V形外周槽内安装的前径向框架315a，框 架310通过螺栓系统连接至壳体6c。

显然，如上所述，作为变型例，内部结构可制成并非整周的一个或 更多部分的形式。

尽管已经参考具体示例描述了本发明，但显而易见的是，本发明并非 以任何方式限定于这些例子，而是覆盖了本文所描述的这些装置及其组合的 所有等同技术，这些等同技术均落入本发明的保护范围。