飞行器推进系统 |
|||||||
| 申请号 | CN200980124709.X | 申请日 | 2009-06-18 | 公开(公告)号 | CN102076563B | 公开(公告)日 | 2014-11-05 |
| 申请人 | 斯奈克玛; | 发明人 | 沃特·鲍克; 安妮-罗尔·玛丽·克莱门斯·德加勒; | ||||
| 摘要 | 一种 飞行器 推进系统(10)，其包括由发动 机舱 包围的旁路式 涡轮 喷气 发动机 和将所述发动机附接于飞行器的 支架 (16)的装置(80)， 发动机舱 (12)包括形成回转体 机体 的内部结构，所述内部结构具有刚性构架，所述刚性构架由上游环形 框架 (50)、下游环形框架(52)以及将这些框架(50，52)连接在一起的纵向臂(54，56，58，60)形成，其中所述上游环形框架被紧固至所述发动机的中间壳体(38)，所述下游环形框架 支撑 所述发动机的排气壳体(40)，并且下游环形框架(52)通过挠性或 铰链 悬架装置而被紧固至支架(16)。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种飞行器推进系统(10)，其包括旁路式涡轮喷气发动机和将所述发动机附接于支架(16)的装置(80,84)，所述发动机被用于限定次级流(34)的环形流动空间的发动机舱(12)包围，所述支架被紧固在飞行器的结构件上，发动机舱(12)的下游部分包括内部结构(36)，所述内部结构形成了回转体机体，该回转体机体围绕一个限定初级流的环形流动空间的外边界的环形壁，并在所述发动机的环形中间壳体和所述发动机的环形排气壳体之间轴向地延伸，所述环形排气壳体限定了所述初级流出口的外边界，所述回转体机体限定所述发动机机体周围的所述次级流(34)的流动空间的内侧，其中，所述发动机舱的下游部分的内部结构(36)包括刚性构架，所述刚性构架由上游环形框架(50)、下游环形框架(52)以及将所述上游环形框架(50)和所述下游环形框架(50,52)连接在一起的纵向臂(54,56,58,60)形成，其中所述上游环形框架通过栓接而被紧固至所述发动机的中间壳体(38)，所述下游环形框架围绕所述发动机的所述环形排气壳体并且包括用于支撑所述发动机的所述环形排气壳体(40)的支撑装置(68,76)；并且，内部结构(36)的下游环形框架(52)通过挠性或铰链悬架装置(84)而被紧固至支架(16)。 |
||||||
| 说明书全文 | 飞行器推进系统技术领域[0001] 本发明涉及一种飞行器推进系统，所述飞行器推进系统包括旁路式涡轮喷气发动机，该发动机至少具有压缩机、燃烧室、涡轮以及安装在压缩机上游且被涡轮旋转驱动的风扇，该发动机由发动机舱包围，发动机舱在风扇的下游对压缩机、燃烧室及涡轮的壳体周围的次级空气流限定环形流动区段，该次级流提供推力的主要部分。 背景技术[0002] 所述推进系统附接于飞行器的结构件上，例如飞行器机翼，使得推进系统可以将发动机在各种操作阶段所产生的力传递至所述结构件。 [0003] 现代民用飞机的涡轮喷气发动机的特征在于旁通比较大，即次级流量与初级流量之比大于5，并且可以高达9或10，尤其为了降低噪声危害并且降低此类发动机的燃料消耗量。这样导致涡轮喷气发动机的位于风扇与涡轮之间的横向尺寸减小(“细腰”效应)，这减小机体的抗弯强度。 [0005] 此效应降低涡轮喷气发动机的性能，尤其是因为必须在叶片末端处提供较大的间隙。 [0006] 用于附接推进系统的装置通常包括统称为支架或支柱的坚固而结实的部分，连同将发动机与支架连接的悬架装置。传统地，这种悬架装置首先被紧固至发动机的一个或多个壳体上，例如中间壳体的上游或排气壳体的下游，然后将悬架装置紧固在支架的底部，该支架延伸进次级流区段内并且通常由引导次级流的壁所包围，于是形成了有时所说的“12点钟分配器”。 [0007] 那些已知的紧固装置呈现出若干缺点。 [0008] 经由被紧固至壳体的悬架装置将推进系统附接于飞机支架上引起壳体发生挤缩，并且增强了变形效应以及发动机的各种旋转件之间不对准，由此导致效率损失并且引起燃料消耗量增加。 [0009] 此外，经由下游悬架装置承受由发动机的旋转件的旋转而产生的扭矩要求待使用的附接装置较大，并且当支架至少部分地穿过次级流区段时要求12点钟分配器较宽。 [0010] 因此，对于给定的旁通比，要求增加发动机舱的径向尺寸，由此增大阻力，并且难以置入具有大旁通比的涡轮喷气发动机。 发明内容[0011] 本发明的特定目标在于提供解决上述问题的简单、廉价并且高效，同时用于避免现有技术缺点的技术方案。 [0012] 本发明的特定目标在于提供一种飞机推进系统，其中，发动机舱在结构上起加强发动机并且限制发动机发生机械变形的作用，并且从飞机上悬架发动机的装置用于限制发生挤缩及任何施加于发动机机体上的集中力，并且还用于限制支架周围的12点钟分配器的尺寸，同时还在发动机与飞机之间提供良好的力的传递。 [0013] 为此，本发明提供了一种飞行器推进系统，包括旁路式涡轮喷气发动机和将所述发动机附接于支架的装置，所述发动机被用于限定次级流的环形流动空间的发动机舱包围，所述支架被紧固在飞行器的结构件上，发动机舱的下游部分包括内部结构，所述内部结构形成了限定所述发动机机体周围的次级流的流动区间的内侧的回转体机体，所述系统特征在于：所述发动机舱的下游部分的内部结构包括刚性构架，所述刚性构架由上游环形框架、下游环形框架以及将这些框架连接在一起的纵向臂形成，其中所述上游环形框架通过栓接而被紧固至所述发动机的中间壳体，所述下游环形框架包括用于支撑所述发动机的排气壳体的支撑装置；并且，内部结构的下游环形框架通过挠性或铰链悬架装置而被紧固至支架。 [0014] 所述发动机舱的下游部分的内部结构的刚性构架使得所述结构能够有助于在发动机与支架之间传递力，由此起到结构上的作用以限制发动机发生壳体变形现象。 [0015] 将所述构架的下游环形框架紧固至支架替代了传统的将排气壳体紧固于所述支架，并且可以避免排气壳体处发生挤缩。 [0016] 于是本发明特别用于减小叶片末端处的间隙，并且通常来看，改善了推进系统的性能。 [0017] 根据本发明的另一特征，所述排气壳体的支撑装置包括围绕所述发动机的轴线规则分布的连接件，所述连接件的径向内端经由球接头而铰接至排气壳体的刚性圆筒壁，并且所述连接件的径向外端经由球接头铰接至所述发动机舱的内部结构的下游环形框架，连接件优选在与所述发动机的轴线垂直的平面内大致与排气壳体相切地延伸。 [0018] 这些连接件使得能够在排气壳体与支架之间传递力，该力传递围绕发动机的轴线分布，由此限制在壳体处发生局部挤缩的风险，同时还很好地利用了下游环形框架的结构性质。 [0019] 在本发明的优选实施例中： [0020] 用于悬架下游环形框架的悬架装置包括连接件以及推力承受连杆，所述连接件经由球接头铰接并且将支架与下游框架的顶部连接； [0021] 下游环形框架包括形成了环形沟槽的槽形截面环，所述环形沟槽向径向外侧敞开并且包括用于悬架连接件的铰接装置；以及 [0022] 悬架连接件包括L形的三点连接件，其中长分支的一端经由球接头而被铰接至下游环形框架，短分支的一端与另一连接件的一端铰接，所述另一连接件的另一端经由球接头而被铰接至下游环形框架。 [0023] 将下游框架悬架于支架的连接件提供了挠性的、限制过度应力风险的悬架，并且还呈现出小型化的优点，特别是由于其可部分地在下游框架的沟槽中延伸。 [0025] 此构造可以避免采用穿过发动机舱的内部结构的推力承受连杆。 [0026] 根据本发明的另一特征，支架具有上游部分，所述上游部分延伸直至所述发动机的中间壳体并且由被铰接至中间壳体的顶部的三个连接件连接，其中两个连接件大致沿径向延伸，而第三个连接件大致与中间壳体相切地延伸。 [0027] 这些连接件用于承受侧向力、垂直力以及由发动机的旋转件的旋转而产生的扭矩，因此不再需要下游悬架装置承受扭矩。 [0028] 这可以显著减小下游悬架装置的圆周范围以及支架周围的12点钟分配器的尺寸，于是对于给定的总尺寸可以增加发动机的旁通比，或者对于恒定的旁通比可以减小总尺寸。 [0029] 在本发明的优选实施例中，发动机舱的内部结构的上游环形框架和下游环形框架通过两个纵向臂和两个侧向纵向臂而被连接在一起，所述两个纵向臂在包含所述发动机的轴线的竖直平面内延伸，所述两个侧向纵向臂在包含所述发动机的轴线的水平平面内延伸。 [0030] 根据本发明的另一特征，整流器板被紧固至所述发动机舱的内部结构的构架，并且包括用于引导所述支架周围的次级流的大致纵向刚性壁，这些壁包括将其与支架连接的挠性装置，并且优选包括允许触及发动机维护设施的舱盖。 [0031] 由于这些纵向壁与支架相连接，因此有助于在发动机舱的内部结构与支架之间传递力。 [0032] 整流器板还可包括大致纵向壁，这些壁在次级流的流动空间中的在直径方向上与支架相对的部分处延伸，以便引导用于所述发动机的维护设施周围的次级流。 [0033] 整流器板有利地包括可拆除的入口舱盖以便于对发动机进行维护操作。 [0035] 所述发动机舱的内部结构的上游环形框架和整流器板优选由钛制成。 [0036] 选择钛可以降低发动机舱的内部结构的这些元件的重量，这是因为不需要这些元件在刚度和强度方面表现出同样的性能。 [0038] 在阅读以下借助非限制性实例并参考附图所进行的描述之后，可以更好地理解本发明，并且本发明的其他细节、优点以及特征将变得更加明显，其中： [0039] 图1是从上游侧看去的本发明推进系统的立体简图； [0041] 图3是从下游侧看去的图1的推进系统的不完整立体简图，包括发动机舱的内壁的整流器板，并且去除了发动机舱的外壁； [0042] 图4是图1的推进系统在发动机舱的内壁的下游环形结构的平面内的不完整截面简图； [0043] 图5是图1的推进系统的发动机舱的内壁的整流器板被拆除并且去除了所述发动机舱的外壁的一侧的不完整立体简图； [0044] 图6是图1的推进系统的不完整截面简图，示出了用于将发动机悬架在支架上的上游悬架装置；以及 [0045] 图7是从下游侧看去的图1的推进系统的不完整立体简图，示出了用于将发动机悬架在支架上的下游悬架装置。 具体实施方式[0046] 图1和图2图示的飞行器推进系统10包括大致为圆筒形状的发动机舱12，在发动机舱12内安装有从支架16悬架的旁路式涡轮喷气发动机14，该支架16被紧固在飞行器机翼的下方。 [0047] 在前侧，发动机14具有在风扇壳体18内被旋转驱动的风扇轮，风扇壳体18的下游端部与中间壳体的外圆筒壁20连接。 [0048] 发动机舱12从其上游端包括半圆筒状整流器板22(有时称作进气套筒)和半圆筒状整流器板24，这两个半圆筒状整流器板围绕风扇壳体18和中间壳体的外壁20，并且在下游端部包括外罩26(有时称作外部固定结构(OFS，Outer Fixed Structure))，外罩26由两个半圆筒状外壳28构成，这两个外壳28被紧固至中间壳体的外壁20并且可选地包括已知方式的反推装置。外罩26的半圆筒状外壳经由铰链(图中未示出)被铰接至支架16上，并且借助于与闩锁(未示出)协作的钩将所述半圆筒状外壳的远离支架16的端部彼此铰接，并且半圆筒状外壳覆盖有盖板30用以使推进系统10周围的空气流具有连续性。 [0049] 如图3所图示，在初级流32与次级流34之间的风扇的下游共享由风扇吸入的空气流，其中，初级流32通过从上游侧到下游侧包括压缩机、燃烧室以及涡轮的发动机14，次级流34在发动机14的机体与发动机舱的外罩26之间流动，并且提供除了从涡轮喷射出的燃烧气体32所提供的推力之外的大部分推力。 [0050] 在中间壳体的下游，用于次级流34的流动区段的外侧由发动机舱的外罩26限定、内侧由发动机舱的形成了回转体36机体的内部结构限定，该回转体36有时称为内部固定结构(IFS，Inner Fixed Structure)，其围绕发动机的机体并且从中间壳体的内圆筒壁38延伸至排气壳体40，该内圆筒壁38通过定子叶片39与中间壳体的外壁20连接，该排气壳体40位于涡轮的出口处并且按传统的方式包括两个同轴圆筒壁，即分别为通过径向臂46而连接在一起的外壁42和内壁44。 [0051] 发动机舱12的内部结构36具有刚性构架，整流器板48紧固在该刚性构架上。 [0052] 从下文可以更清楚地看到，该构架包括分别为上游框架50和下游框架52的两个环形框架，两个框架通过四个纵向臂而互连，这四个纵向臂包括在包含发动机轴线的竖直平面内延伸的两个臂54和56以及在包含发动机轴线的水平平面内延伸的两个侧臂58和60。 [0053] 被紧固至构架的整流器板48包括例如四个呈圆筒的一部分形式的板，其成对地互连纵向臂54、56、58、60并且包括开口62，开口62适于被可拆除的舱盖关闭，从而允许在维护操作时触及发动机的机体。在变型例中，整流器板48可包括例如将纵向臂54、56互连的两个半圆筒状板。 [0054] 在被紧固至沿着发动机顶部延伸的纵向臂54的端部处，与所述臂54连接的两个板48均包括壁64，壁64沿纵向朝支架16延伸以便引导支架周围的次级流34。于是这两个引导壁64形成分配器(有时称作12点钟分配器)，其用于限制次级流34在经过支架16时的水头损失(head loss)。 [0055] 按照类似的方式，在被紧固至在直径方向上与支架16相对的纵向臂56的端部处，与所述臂56连接的两个板48包括用于引导次级流的壁66，其形成了发动机设备和维护设施可以通过的封闭空间(有时称作6点钟分配器)。 [0056] 上游环形框架50通过栓接至中间壳体的内壁38而被紧固。 [0057] 如图4所示，排气壳体40通过力传递连接件或杆68与发动机舱的内部结构36的下游环形框架52连接，连接件68围绕发动机的轴线70规则地分布，并且其径向内端铰接至排气壳体的外壁42，而其径向外端铰接至下游环形框架52。 [0058] 在所示的实例中，存在六个连接件68，并且这六个连接件全部处于同一横断面中，各连接件在其径向内端与排气壳体40之间的铰接点72处成对地结合在一起，这些铰接点72例如包括两个并列叉74。连接件68的径向外端安装在叉76中，这些叉76由下游环形框架52的内表面形成或者被紧固在所述内表面上，并且其设置成使得每对的两个连接件在与排气壳体的外壁42的铰接点72处大致与外壁42相切地延伸。 [0059] 连接件68的端部通过球接头安装在叉74和76中，使得连接件68用于支撑排气壳体40并使排气壳体居中，同时容许所述壳体与发动机舱的内部结构36的框架之间沿轴向和径向的不均匀膨胀。 [0060] 图5示出了发动机舱的内部结构36的整流器板被拆除之后的推进系统10，从图5中可以更加清晰地看到，外架16具有上游部分78和下游部分82，上游部分78延伸直至发动机的中间壳体并且承载悬架装置80，该悬架装置80被铰接至所述中间壳体的外壁20的顶部，并且下游部分82与悬架装置84连接，该悬架装置84被铰接至发动机舱的内部结构36的下游环形框架52。 [0061] 图6中更详细地示出了上游悬架装置80，上游悬架装置80包括连接构件86，连接构件86被紧固在支架16的上游部分78上并且沿横向与中间壳体的外壁20的顶部相切地延伸，该构件86包括叉型或类似型式的紧固件装置88，这些紧固件装置88紧固至与中间壳体的壁20连接的三个连接件90、92、94。每个连接件90、92、94的一个端部经由球接头安装在连接构件86的紧固件装置88之一上，并且另一端部同样经由球接头安装在由中间壳体的壁20的外表面形成或紧固在所述外表面上的叉96中。与连接构件86的端部铰接的两个连接件90和92大致沿径向延伸，而与连接构件86的中间部分铰接的第三个连接件94大致与中间壳体的壁20相切地延伸，从而上游悬架装置80适于承受由侧向力、垂直力以及发动机施加的扭矩。 [0062] 如图7所示，发动机舱的内壁36的下游环形框架52包括具有两个径向环形壁的槽形截面环，所述两个径向环形壁分别为上游壁98和下游壁100，其形成沟槽的凸缘并且在径向内端部由环形壁102连接在一起，该环形壁102沿轴向延伸并且形成沟槽的腹板。径向环形壁98和100分别具有从环形沟槽向外侧沿轴向延伸的分别标示为99或101的环形缘边。 [0063] 下游悬架装置84包括L形的三点连接件104，长分支106的一端铰接在下游环形框架52的沟槽中，短分支108的一端与另一连接件110的一端铰接，该连接件110的另一端铰接在下游环形框架52的沟槽中，三点连接件104的顶部铰接至支架16的下游部分82的径向紧固件翼片112。 [0064] 下游悬架装置84还包括推力承受连杆114，该连杆的其中一个端部与叉116铰接并且从所述端部向下游延伸，叉116由环形框架52的下游径向壁100的缘边101的顶部形成或者紧固在该顶部上，连杆的另一端与被紧固至支架16的叉118铰接。 [0066] 根据本发明，发动机舱的内壁36的下游环形框架52通过围绕发动机轴线分布的连接件68支撑排气壳体40，并且下游框架52与支架相连接。 [0067] 下游框架52由诸如镍基超级合金之类的刚性材料制成，由此可以围绕排气壳体40的周长分散力，从而避免任何局部挤缩。 [0068] 下游悬架装置84呈现出显著小型化的优点，特别是由于其部分在下游框架52的沟槽中延伸，于是使得12点钟分配器的尺寸减小，并且相应地增加了次级流34的流动空间。 [0069] 连接支架16与下游框架52的推力承受连杆114的布置使得可以避免连杆114穿过发动机舱的内部结构36。 [0070] 由于球接头，下游悬架装置84的构造表现出用于限制任何经由下游悬架的过度应力的风险的挠性。 [0071] 在变型例中，下游悬架装置可包括弹性体元件，以便就挠性而言实现相似的优点。 [0072] 根据本发明，发动机舱的内部结构36发挥结构上的作用，并且用于限制壳体变形的现象以及发动机内旋转件的未对准现象。 [0073] 出于此目的，除了下游框架52之外，发动机舱的内部架构36的纵向臂54、56、58、60同样由诸如镍基超级合金之类的刚性材料制成。 [0074] 由于上游框架50被栓接到中间壳体的内壁38上，因此上游框架可由诸如钛之类的较轻材料制成。 [0075] 发动机舱的内壁36的板48与在次级流34的流动区段中形成了分配器的纵向壁64和66一样也由钛制成。 [0076] 引导支架16周围的次级流的12点钟分配器的壁64本身通过挠性连接装置与支架相连，并且起到结构化作用。 [0077] 板48上的舱盖62以及纵向板64、66上的舱盖可由复合材料制成，以实现重量减轻并且当对发动机进行维护时易于安装和拆除。 [0078] 在变型例中，发动机舱的内部结构36的上游框架50、侧向纵向臂58和60以及板48连同用于引导次级流的纵向臂64和66一起可由复合材料制成，以便实现更大程度的重量减轻。 [0079] 然而，优选分别位于12点钟位置和6点钟位置的下游框架52和纵向臂54、56仍旧由诸如上述的镍基超级合金之类的具有较强的耐高温性能的材料制成，以便保持发动机舱的内部结构36的结构化性能，并且便于在例如火灾或热空气导管爆炸等意外事件发生时提供不包括发动机本身的力的路径。 [0080] 于是经由容许各材料不均匀膨胀的挠性连接来提供刚性金属部分与由复合材料制成的部分之间的接合。 [0081] 在维护操作中，发动机舱的外罩26的两个半圆筒状外壳绕着将其与支架16连接的铰链枢转，以便允许触及发动机舱的内部结构36。然后封闭开口62的舱盖可被拆除以便允许触及发动机机体。 [0082] 如若需要，发动机可与支架16分离并与发动机舱的外罩26分离，同时外罩保持附接于支架。 [0083] 通常，通过限制壳体变形现象，本发明的推进系统可以将这些现象对发动机的燃料消耗的影响至少降低50％。 [0084] 12点钟分配器的尺寸减小用于降低次级流动区段被阻塞的程度，于是提高发动机性能，和/或限制发动机舱的整体直径。 [0085] 本发明还可以通过显著抑制对发动机壳体产生的挤缩现象来减慢这些壳体的磨损，由此使推进系统的维护成本降低。 |
||||||
