CN103748011B - 包括涡轮发动机和用于将其连接到航空器结构的系统的组件 - Google Patents

Abstract

在包括双流涡轮发动机和用于将涡轮发动机连接到航空器结构的系统的组件中，连接系统包括吊架，连接吊架到涡轮发动机的两个后面连接点的至少两个后紧固件，以及盖住后紧固件和形成空气动力学整流罩的吊架的后罩。后罩包括两个侧壁（42），其中每个侧壁具有沿着支柱和在支柱附近延伸以及向后延伸的第一部分（42a），和相对于第一壁部分在其外侧上侧向地突出的第二部分（42b），以盖住后紧固件。后罩的每个第二侧壁部分（42b）基本上是凸出形状，并且沿着曲线连接线（42c）连接到第一侧壁部分，该曲线连接线在基本上位于第一侧壁部分的内纵向边缘的前面点和后面点之间延伸，这样最小化对次级流（13）外侧的次级流动循环的影响。

Description

包括涡轮发动机和用于将其连接到航空器结构的系统的组件

发明的背景

本发明涉及包括涡轮发动机和用于将涡轮发动机连接到航空器结构的连接系统的组件，并且本发明更特别地涉及用于形成连接系统部件的支柱和后连接件的提供流线型整流罩的后罩。

旁路涡轮发动机具有用于来自于气体发生器的核心流和在绕着中心体的后部开口的环形流通道，以及用于来自于风扇的旁路流和由主罩结构和次级罩结构所限定的环形流通道。

这种涡轮发动机通过支柱，也称为喷气式飞机支柱或吊架，通常地连接航空器结构，特别地是机翼以及前连接件和后连接件，该前连接件和后连接件在发动机的前和后部将支柱连接到连接点，也提供了推力承受连杆，用于传递发动机和支柱之间的推力。其它的连接和推力传递装置将支柱连接到带有发动机的航空器结构。

在后部，提供后罩用于形成流线型整流罩，其保护支柱不受核心流影响和盖住后连接件。

后罩具有两个侧壁，这两个侧壁在支柱每侧上沿着支柱和在支柱附近延伸，并且向后延伸超过核心流流道的后部开口。在前面，后罩设置在主罩结构和次级罩结构之间或者在用于旁路流的环形流通道的出口处。至少在核心流内侧上所暴露的后罩的后面部分中，该后罩提供有底板或地板，以提供热保护和用于将它的侧壁连接在一起。

在目前通常使用的发动机中，诸如来自于供应商CFM国际的“CFM56”类型的涡轮发动机中，发动机的后连接点的角度间隔要足够小以用于流线型整流罩，该流线型整流罩适于支柱，并且也适于盖住后连接件和连接点。

改进涡轮发动机的性能引起设想在它们的尺寸，并且特别地在它们直径上显著的增加。这种直径的增加，并且所引起重量的增加要求后锚定点以这样一种方式被安装，以致于它们之间的距离变得明显大于后连接件附近的支柱的宽度。

然后，引起了提供后罩的问题，该后罩用于给支柱和后连接件提供流线型整流罩，以及引起压头损失，该压头损失要尽可能小以避免显著地影响发动机的燃料消耗率（SFC）。

发明的目的和概述

本发明的目的是提供针对该问题的解决方案，并且为此目的它提供一种包括涡轮发动机和用于将涡轮发动机连接到航空器结构的连接系统的组件，在该组件中：

·涡轮发动机是旁路发动机，该旁路发动机带有开口直到绕着中心体的后部的核心流在其中流动的环形通道和开口直到主罩和次级罩后端之间后部的旁路流沿着其流动的环形通道；以及

·连接系统包括支柱，将支柱连接到涡轮发动机的两个后连接点的至少两个后连接件，和盖住后连接件的支柱的后罩，该后罩提供流线型整流罩和具有向后延伸超过核心流的流道开口的后面部分，后连接点之间的距离显著地大于与后连接件平齐的支柱的宽度；

在组件中：

后罩具有两个侧壁，每个侧壁具有沿着支柱和在支柱附近延伸以及向后延伸的第一部分，和相对于第一壁部分在其外侧上侧向地突出的第二部分，以盖住后连接件；和

后罩的侧壁的第二部分基本上是凸出形式，并且它们沿着曲线连接线连接到侧壁的第一部分，该曲线连接线在位于基本上平齐于第一侧壁部分的内纵向边缘的前面点和后面点之间延伸。

因此，可以制造用于支柱和后连接件的流线型整流罩，其对旁路流的流动几乎没有影响。

优选地，后罩的第二侧壁部分沿着曲线连接线连接到第一侧壁部分，该曲线连接线向后延伸远至位于用于核心流的环形流道的开口的外边缘或在其附近的后面点。

有利地，然后给出后罩的第二侧壁部分的轮廓，特别地具有通常凹形的曲线轮廓，以局部地有利于朝向后罩的后面部分内侧和下面的旁路流的流动。这种设置首先可以获得后罩的后面部分免受核心流影响的更好保护，并且其次通过引导支柱下的核心流朝向中心体而最佳化推力。

也优选地，后罩的第二侧壁部分从前面点沿着连接线连接到第一侧壁部分，该前面点位于基本上面对次级罩后边缘的主罩的附近，这样以最小化对旁路流流动的影响。

在这方面，并且有利地，后罩的第二侧壁部分占据小于2%的用于旁路流的流道的射出。

附图的简要描述

通过阅读以非限制性表示和参考附图所给出的下面描述，可以更好地理解本发明，其中：

·图1是侧面正视图，其以部分地和详细地示意性的方式表示组件，该组件包括涡轮发动机和用于连接到航空器结构的其系统。

·图2是图1组件的后面部分的详细示意性后视图。

·图3和图4是一个实施方式中两个详细示意性立体视图，表示提供有主罩和次级罩和后底部罩的用于后连接件和支柱的图1组件的后面部分；和

·图5是图3和图4中所示组件的详细示意性后视图。

详细的描述

图1和图2以详细示意性的方式表示旁路涡轮发动机10和用于将涡轮发动机连接到航空器结构的连接系统20的一部分，特别地连接系统20通过支柱22，能够使涡轮发动机被悬挂在机翼下面。示出了将支柱连接到机翼的装置。

涡轮发动机10从前向后包括：风扇12和气体发生器组件14，该气体发生器组件14包括高压（HP）压气机、燃烧室、HP涡轮机和低压（LP）涡轮机。来自于风扇12的旁路流在环形通道13中气体发生器14外侧流动，该环形通道13开口到主罩30和次级罩32后端之间的后部（图3到图5）。来自于气体发生器14的核心流在环形通道15中流动，该环形通道15开口到绕着中心体17的后部（图3到图5）。主罩30和次级罩32，它们形成涡轮发动机的舱室的部件，在图1和图2中省略了。在主罩30内侧，可以提供内套34以配合主罩30以限定用于喷出通风空气的环形通道，该通风空气用于冷却位于气体发生器周围的设备（图3至5）。

支柱22（图3到图5中未示出）通过前连接件24和后连接件26连接涡轮发动机。前连接件24，例如，两个臂或连杆的形式，连接支柱22的前面部分到位于风扇壳体12上的前连接点16，或者当进行连接到低压压气机时，连接支柱22的前面部分到位于中间壳体上的前连接点16。后连接件26，例如，同样是至少两个臂或连杆的形式，连接支柱22的后面部分到位于涡轮发动机后面的壳体上的后连接点18。推力承受连杆（未示出）例如，用于连接支柱22的后面部分到风扇壳体12，以将涡轮发动机所产生的推力传递给支柱22，并且通过支柱传递给航空器。

支柱22连接提供流线型整流罩的各种罩。所示出的仅有的罩是后罩40（在图1和图2中用虚线画出），其更特别地由本发明连接。

罩40（图3到图5）具有位于主罩30和次级罩32之间的前面部分，以及向后延伸超过核心流流道的开口的后面部分。罩40具有两个侧壁42、44。在延伸远至核心流流道的开口的罩40的前面部分中，壁42、44具有基本上匹配主罩30的轮廓，以及可能地匹配在该部分中向后延伸超过主罩30后端的内套34的轮廓的内纵向边缘。在罩的后面部分中，壁42、44通过它们的内纵向边缘由耐高温材料的底板46连接在一起，底板46实施提供热保护免受它被暴露于其中的核心流的影响的功能。在罩40的后端，侧壁42和44连接在一起。

在相对大直径的涡轮发动机的特定情况下，后连接件18之间的间隔是这样的以至于它们之间的距离L基本上大于平齐于后连接件26的支柱22的宽度l（图2），其中宽度l或厚度是支柱的侧面22a、22b之间的距离。那么，由在支柱的后底面部分的两侧的附近基本上径向地延伸的侧壁所限定的后罩不能完全地盖住后连接件26。通过移动后罩侧壁离开支柱的侧面而增大后罩并不合适，因为它将对旁路流的流动有影响，因此引起推力性能的降低。

因此，提出制造带有第一部分42a、44a和两个第二部分42b、44b的后罩侧壁42、44，该第一部分42a、44a在支柱22的任一侧上沿着支柱22的后底面部分和在其附近延伸和向后延伸，并且该两个第二部分42a、44a从第一壁部分42a、44a的外侧侧向地突出，以完全地盖住后连接件26，罩40沿着纵向中平面基本上是对称的。壁的第二部分42b、44b基本上是凸出的形式，沿着曲线连接线42c、44c连接到第一部分，该曲线连接线42c、44c在基本上位于第一壁部分42a、44a的内纵向边缘的前面点和后面点之间延伸。

优选地，连接线42c、44c延伸远至后面点，该后面点位于核心流流动通道的开口的外边缘处或在其附近，特别地位于中间壳体34的后边缘处或在其附近。侧壁的第二部分42b、44b暴露于旁路流。因为终止于侧壁的第一部分42a、44a的连接线的端部处的点上的侧壁的第二部分42b、44b圆形形状，侧壁的第二部分42b、44b对旁路流的流动具有有限的影响。优选地，确保侧壁的这些第二部分42b、44b占据最多小于2%的来自于旁路流流道的射出出，即，小于2%的次级喷嘴的射出部分，忽略壳体。

为了尽可能小地扰动旁路流的流动，优选地，壁的每个第二部分42b、44b具有在纵向截面中（在旁路流的流动方向上）和在横截面中（垂直于旁路流的流动方向）通常凹形的曲线轮廓。沿着在旁路流的流动方向上轮廓的曲率（曲率半径的倒数）优选地大于2×10^-4/每毫米（mm^-1），而沿着垂直于旁路流的流动方向的轮廓的曲率优选地大于5×10^-3mm^-1。

有利地，流线化侧壁的第二部分42b、44b，以局部地增强旁路流朝向后罩40的后面部分内侧和下面的流动，因此可以使位于罩40的所述后面部分下面的区域中有助于“压”这核心流靠着中心体17，因此最佳化推力和保护底板46免受核心流的影响。这由侧壁的第二部分42b、44b的上述曲率和由它们的后面部分的凹侧所引起，这使得有可能具有流动路径，该流动路径适于沿着第二壁部分42b、44b和第一壁部分42a、44a之间连接线的前面部分的旁路流。

侧壁的第一部分42a、44a和罩40的底板46可以固定于支柱22。侧壁的第二部分42b、44b可以固定于第一部分或者它们可以固定于主罩32。

应该观察到侧壁的第二部分42b、44b的形状使得不仅对旁路流的流动，而且对后罩40的总重量都具有有限的影响。

也应该观察到后连接件的数量可以大于两个。

Claims (6)

1.一种包括涡轮发动机和用于将涡轮发动机连接到航空器结构的连接系统的组件，在该组件中：

·涡轮发动机(10)是旁路发动机，该旁路发动机带有开口直到绕着中心体(17)的后部的核心流在其中流动的第一环形通道(15)和开口直到主罩(30)和次级罩(32)后端之间后部的旁路流沿着其流动的第二环形通道(13)；以及

·连接系统(20)包括支柱(22)，将支柱连接到涡轮发动机的两个后连接点(18)的至少两个后连接件(26)，和盖住后连接件的支柱的后罩(40)，该后罩提供流线型整流罩和具有向后延伸超过核心流的流道开口的后面部分，后连接点之间的距离显著地大于与后连接件平齐的支柱的宽度；

组件的特征在于：后罩具有两个侧壁(42、44)，每个具有沿着支柱和在支柱附近延伸以及向后延伸的第一侧壁部分(42a、44a)，和相对于第一侧壁部分(42a、44a)在其外侧上侧向地突出的第二侧壁部分(42b、44b)，以盖住后连接件；和

后罩的第二侧壁部分(42b、44b)基本上是凸出形式，并且它们沿着曲线连接线(42c、44c)连接到第一侧壁部分(42a、44a)，该曲线连接线(42c、44c)在位于基本上平齐于第一侧壁部分(42a、44a)的内纵向边缘的前面点和后面点之间延伸。

2.根据权利要求1的组件，其特征在于：后罩(40)的第二侧壁部分(42b、44b)沿着曲线连接线(42c、44c)连接到第一侧壁部分(42a、44a)，该曲线连接线(42c、44c)向后延伸远至位于核心流的第一环形通道(15)的开口的外边缘处或其附近的后面点。

3.根据权利要求2的组件，其特征在于：后罩(40)的第二侧壁部分(42b、44b)具有通常凹形的曲线轮廓，以局部地有利于朝向后罩(40)的后面部分内侧和下面的旁路流的流动。

4.根据权利要求1至3中任一权利要求的组件，其特征在于：后罩(40)的第二侧壁部分(42b、44b)从前面点沿着曲线连接线(42c、44c)连接到第一侧壁部分(42a、44a)，该前面点位于基本上面对次级罩(32)后边缘的主罩(30)的附近。

5.根据权利要求1至3中任一权利要求的组件，其特征在于：后罩(40)的第二侧壁部分(42b、44b)占据小于2％的用于旁路流的第二环形通道(13)的射出。

6.根据权利要求4的组件，其特征在于：后罩(40)的第二侧壁部分(42b、44b)占据小于2％的用于旁路流的第二环形通道(13)的射出。