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CN105579672A - 涡轮喷气发动机的通过后部双支撑的静定悬挂 - Google Patents

涡轮喷气发动机的通过后部双支撑的静定悬挂 Download PDF

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CN105579672A
CN105579672A CN201480052157.7A CN201480052157A CN105579672A CN 105579672 A CN105579672 A CN 105579672A CN 201480052157 A CN201480052157 A CN 201480052157A CN 105579672 A CN105579672 A CN 105579672A
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Abstract

本发明涉及一种双路式涡轮喷气发动机，包括具有中央毂部(13)和连接装置(11)的排气壳体，该连接装置可将由涡轮喷气发动机产生的力传导到该涡轮喷气发动机所推进的飞机的结构，所述连接装置是两个从中央毂部径向延伸出的臂，以便穿过所述涡轮喷气发动机的冷流，其特征在于，该连接装置固定到所述中央毂部并且相对于彼此以在直径方向上相对的方式进行布置。额外的连接装置(14)在毂部(13)与用于将排气壳体固定到飞机的结构(12)的区域(9)之间延伸，以传导超常的尺寸载荷，所述连接装置在正常使用期间处于备用状态，不在所述毂部与所述区域之间进行力的任何传导。

Description

涡轮喷气发动机的通过后部双支撑的静定悬挂
技术领域
本发明的领域是双路式涡轮喷气发动(bypassturbojetengine)机领域。本发明尤其涉及确保将其附接到其所推进的飞机的构件。
背景技术
通过从构成飞机结构的一部分的支杆或支柱(mast)悬吊，诸如涡轮喷气发动机之类的推进发动机可被安装在所述飞机上的多个位置点处。该推进发动机也可悬挂在附接到机身的机翼(通常附接到后部)下方，或者使用适合的悬吊装置安装在机尾上。所述悬吊装置具有确保机械力(stress)在发动机与飞机的结构之间传递的作用。待加以考虑的载荷尤其是发动机沿竖直轴线Z的重力、该发动机的沿发动机轴线X的推力和沿横向轴线Y的侧向空气动力载荷。待传递的载荷还包括对围绕发动机轴线的扭矩的吸收。在不同的飞行阶段期间，这些装置还应该吸收由发动机所经受的变形而不将该变形传递到构架或机翼支柱，所述变形例如由热膨胀和热收缩所引起的尺寸变化引起。
例如对于风扇前置涡轮轴发动机，悬挂的传统方式在于通过悬挂件或前附接件以及通过悬挂件或后附接件从机翼支柱对发动机进行悬吊，该机翼支柱是飞机(机身或机翼)的结构的一部分。前悬挂件尤其附接到中间壳体，后悬挂件间接地附接到用于主流(primaryflow)的排气壳体。所述两个部件构成了涡轮发动机的结构性元件并且吸收所有的力。
现代的涡轮喷气发动机是具有高涵道比的双路式涡轮发动机，次级空气流被单级压缩机压缩，该单级压缩机被称为风扇级。所述流一旦离开该级，就被经由管道直接引导到排气喷口中，以形成发动机的部分推力。因此该流在发动机的由壳体所界定的主体与冷流通道(通常用缩写OFD——外风扇管道(outerfanduct)来表示)之间流动。出于重量的原因，该通道普遍地由复合材料制成。所述通道通常通过连接件附接到发动机，该连接件位于该发动机的两个纵向端部处，第一附接件被上游端部处制造在中间壳体上，第二附接件在后部被制造在由排气壳体支撑的结构性环上。排气喷口的包括推力换向装置(inverseur)的下游部分附接到结构性环，该结构性环包括为了该附接目的的附接法兰。
冷流通道的环与排气壳体之间的连接通常通过穿过冷流的臂来完成。在大多数近期的实施方式中，例如由申请人在2012年11月16日公开、编号为FR2975131的专利申请中说明的，所述连接也可由成型的连接杆的组件来保证，该连接杆一端附接到冷流通道，另一端附接到排气壳体。在这种情况下，连接件由连接杆的超静定桁架制成，通常是六根或八根连接杆，这些连接杆成对地对齐并且在三个点或四个点处被附接到如图2所示的结构性环。
在双路式发动机上已经遇到了特别的问题，该问题既是由冷流通道相对较低的硬度引起，又是由发动机进行推进所沿的轴线与发动机的附接点的位置之间的杠杆臂引起的，该附接点的位置相对于该轴线是偏移的。所述杠杆臂和与其相关联的力矩会趋向于使冷流通道变形，并且在该冷流通道的在中间壳体上的附接法兰与结构性环之间赋予该冷流通道“香蕉形”的形状。由于发动机的部件之间的寄生游隙(parasiticplay)和在非最优的方向上承压的附接件的机械强度，发动机外壳的所述扭曲对于发动机的正常运行和该发动机的性能明显地是不利的。为解决此问题，申请人在其于2013年2月20日递交的专利申请FR1351414中提出了确保冷流通道的结构性环被箍所支撑，该箍以两个(而不是一个)附接点连接到飞机的结构，这两个点在环的圆周上在直径方向上相对。
如果这个改进消除了冷流通道的变形，则维持了由结构性环与排气壳体之间的连接杆的桁架制成的传统连接件。该组件是超静定的，以限制易影响结构性环的各种变形，由于连接杆与轭(有赖于该轭以确保这些连接杆到排气壳体的附接)的数量，该组件造成了很大的质量。
申请人因此打算简化飞机的机翼支柱与排气壳体之间的连接件的组件，目的在于减轻该组件的质量。
发明内容
为此，本发明涉及一种双路式涡轮喷气发动机的排气壳体，配备有支撑装置，该支撑装置用于被附接到涡轮喷气发动机推进的飞机的结构，圆筒形的所述壳体包括中央毂部与用于连接所述毂部与所述支撑装置的装置，并且该装置能够传导正常使用中由涡轮喷气发动机在该装置的区域中产生的力，所述连接装置从中央毂部延伸出，以便穿过所述涡轮喷气发动机的冷流，其特征在于，所述连接装置是刚性地连接到所述中央毂部的臂。
由于臂的刚性以及它们被排气壳体稳固地支撑，使得力力能够直接地传导到专用的支撑装置，而所述力不会经过冷流通道的结构性支撑环。因此所述环受的力可被以相当大的程度地减小。
有利地，连接臂是径向臂，该径向臂中有两个被布置成在直径方向上彼此相对。该构型因此是静定的，其对应于所需求的连接装置的最小数量，并且进而对应于涡轮喷气发动机的支撑装置的质量方面的最优减轻。
优选地，臂的外端部被设计为通过滑动枢转类型或环形线性类型的连接件附接到支撑装置。这使得能够由于部件的不同程度的变形而产生运动。
优选地，支撑装置是悬挂箍，臂的外端部被附接到该悬挂箍，并且该悬挂箍包括附接区域，该附接区域能够将由所述排气壳体传导的力传导到飞机的结构。
更为优选地，悬挂箍可以是圆形的并且围绕涡轮喷气发动机的冷流通道。
有利地，悬挂箍是半圆形的，具有两个沿着与穿过所述附接区域的半径垂直的直径布置的连接臂。
在特别的实施例中，已配备的排气壳体进一步包括额外的连接装置，该额外的连接装置在其毂部与所述附接区域之间延伸，所述额外的连接装置在通常的使用中处于备用位置，不在传导所述毂部与所述区域之间传导力。通过将这些装置的尺寸设置成特别地涵盖引起超常载荷的失效情况，增加这些装置使得臂与支撑箍能够免于该作用，并且能够尽可能多地降低这些元件受的力。
有利地，所述连接装置是连接杆，该连接杆相对于附接区域被径向地定向并且自由地安装成围绕轭在径向平面中旋转，该轭分别地位于所述毂部上和所述附接区域上，所述连接杆在其端部中的至少一个处包括径向定向的槽，对应的轭的轴穿过该槽。
本发明还涉及一种包括如上文所描述的排气壳体的双路式涡轮喷气发动机。
最后，本发明涉及一种配备有冷流通道并且包括如上文所描述的排气壳体的双路式涡轮喷气发动机，在该双路式涡轮喷气发动机中，额外的连接装置通过孔穿过冷流通道而不发生接触。
附图说明
通过参照示意性的附图阅读仅作为说明性的和非限制性的示例给出的本发明实施例的以下详细的说明性描述，本发明将被更好地理解并且本发明的其它目的、细节、特征和优点将变得更加清楚地显现，该附图中：
图1是根据现有技术的涡轮喷气发动机的示意性视图；
图2是根据现有技术的排气壳体的透视图，该排气壳体通过连接杆的桁架连接到涡轮喷气发动机的冷流通道的结构性支撑环；
图3是根据本发明的涡轮喷气发动机的透视图，该涡轮喷气发动机配备有用于悬吊在飞机上的设备；
图4是在其后部附接件的平面中贯穿来自图3的涡轮喷气发动机的横截面；以及
图5是涡轮喷气发动机的结构性环与悬挂箍之间的接合部的详细视图。
具体实施方式
参照图1，可见双路式涡轮喷气发动机的示意图，包括风扇101、主体102以及后锥部107，该主体102在其下游端部处包括形成发动机的结构的一部分的排气壳体10。穿过主体的主流被喷射到围绕后锥部的主排气喷口104中，而离开风扇的次级流(secondaryflow)通过冷流通道105引导至所述风扇的下游端，该冷流通道105终止于次级排气喷口106。冷流通道105在结构性环(未示出)的区域中通过连接杆103的桁架附接到排气壳体10，该连接杆103相对于发动机的径向平面倾斜，相比于到排气壳体的附接，到冷流通道的附接位于上游。
示出现有技术的图2示出了被结构性支撑环7围绕的排气壳体10，该结构支撑环7用于在下游侧保持该涡轮喷气发动机的冷流通道105。与该保持作用相关联的力被六个连接杆103的组件传导至排气壳体10，该六个连接杆103在其端部中的一个端部处附接至环7，在另一个端部处通过轭形附接件附接至排气壳体。如图所示，连接杆103成对地与排气壳体10相切地布置，并且因此构成顶点位于支撑环7上的三角形。该三角形的呈直线的部分通常地是扁平的，从而被成型成以便对该连接杆穿过的次级空气流提供最小的可能的阻力。
图3是涡轮喷气发动机1的透视图，该涡轮喷气发动机1配备有用于附接到涡轮喷气发动机所被安装在的飞机上的装置。这里示出所述涡轮喷气发动机依照的是位于机翼下方的被称作吊舱构造的构造，但该涡轮喷气发动机同样地可被置于机身的侧面，并且可被飞机的机身或机尾上固定附接件保持。在这种情况下，涡轮喷气发动机处于相对于所示出的构造沿一方向或另一方向被旋转90°的位置，并且由于通过附接件来支撑重量而引起的力是差异性地分布的。
涡轮喷气发动机在前部、在其排气壳体的区域中包括前附接点3，该前附接点3通常通过球形接合件将推力(thruststresses)传导到飞机，该涡轮喷气发动机在后部包括两个后附接点4d和4g，这两个后附接点4d和4g连接到排气壳体并且被布置成在直径方向上彼此相对。半圆形箍8附接到这两个附接点，并且构成用于涡轮喷气发动机的后悬挂装置。该箍的端部附接到两个后附接点4d和4g，该箍在其中央包括用于附接到飞机的结构的机翼支柱或支杆的区域9，以使得在排气壳体10的区域中满足与中间壳体区域中的前附接点3相同的传导力的功能。为此目的，附接区域9通过连接件安装在飞机的机翼支柱12上，该连接件由于弹性材料而为阻尼连接件，并且允许围绕横向轴线Oy旋转的自由度和沿纵向轴线x平移的自由度。
现参照图4，以排气壳体10和冷流通道的非结构性支撑环7的区域的截面的形式示出了根据本发明的涡轮喷气发动机1。所述附图示出了后悬挂件的细节以及机翼支柱12吸收涡轮喷气发动机1在其排气壳体10的区域中传导的力的方式。
排气壳体10包括两个刚性臂11，这两个刚性臂11从其毂部13径向地延伸出，并且这两个刚性臂的尺寸被设置成将施加在正常使用的飞机上的所有的力传导到所述飞机的机翼支柱12。与现有技术相反，这些臂穿过冷流通道的支撑环7而不把力传导到该支撑环7，并且这些臂直接附接到箍8的端部。以这种方式，该箍吸收涡轮喷气发动机于其排气壳体的区域中在径向平面yOz中提供的所有力。关于支撑环7，其简单地附接到两个臂11，以将源于冷流通道的力(重量和弯曲扭矩或扭转扭矩)传导到所述臂。该情况不同于在FR1351414中示出的现有技术的情况，在该现有技术的情况中环7是结构性环，该结构性环通过连接杆吸收施加在排气壳体10上的所有力并且将所述力传导到飞机的机翼支柱12。在根据本发明的构型中，力的到悬挂箍8的这种传导通过臂11来直接确保，而冷流通道的支撑环7没有介入，因此可极大程度地被减轻所受的力。
每个臂11的端部4d或4g被成形成使得该端部能够附接到悬挂箍8。类似地，还提供有用于将冷流通道的环7附接到排气壳体的臂11的装置(未示出)。其目的仅是为保持冷流通道并且不是像上文所表明的那样参与在排气壳体10与飞机的结构之间传导力。
为确保这些连接，连接轴在臂11的端部4d和4g的区域内确保了滑动枢转式的状态，或甚至在臂11、环7与箍8之间确保环状线性(annularlinear)式的状态。这样的连接件的示例在图5中示出，该连接件使得在这些部件之间能够进行所需的运动，并且考虑到了这些部件的可能的不同程度的变形。排气壳体的臂11因此穿过制造在支撑环7中的孔，使得该臂11能够在横向于支撑环的方向上滑动；此外，该臂还通过构成了接合器的螺钉16和垫环17组件附接到悬挂箍8，并且使得能够通过位于两个部件之间的套管18自由地旋转。
最后，当对排气壳体10与机翼支柱12之间的连接件设置尺寸时，必须考虑到超常的力(也被称为极限载荷)，该超常的力可例如在叶片断裂时出现。然而在现有技术中，该情况通过对冷流通道105的结构性环和连接杆103进行适合的尺寸设置而被涵盖，本申请旨在确保通过简单及尽可能轻的设备来保持发动机的整体性。
为此目的，安装有下述设备：该设备在正常使用中处于备用状态并且仅当产生在悬挂箍8中的力超过特定的阈值时进行介入。这种用于减轻力的设备被添加到上文所描述的排气壳体10与机翼支柱12之间的连接件，并且尺寸被设置成考虑到了例如可由于叶片损失而产生的超常的力。
如在图4中可见的，该设备由径向延伸的连接杆14构成，该连接杆14通过它的每个端部处旋转连接件自由地安装成在径向平面中旋转。例如通过位于连接杆的至少一个端部处的定向为径向的槽，该连接杆以在轭中具有游隙的方式安装在备用位置上。该连接杆的内端部安装在置于排气壳体10上的第一轭14a上，而该连接杆的外端部安装在第二轭14b上，该第二轭14b被置于用于将箍8附接到机翼支柱12的区域9上。这两个连接件自由旋转，并且连接杆14的长度使得在正常使用中不与轭的轴抵接。然而，在力异常大以及排气壳体潜在的大的移动的情况下，该连接杆于一侧抵接排气壳体10，于另一侧在箍的附接区域9的区域中抵靠箍8，连接杆将力传导到该区域以将排气壳体保持在适当的位置。该连接杆的尺寸被设置成承受被称为极限力的力，并且使得能够通过减轻必须承受的所述力的臂11和悬挂箍8来减轻质量。
连接杆14通过孔15不接触地穿过冷流通道的支撑环7，以不通过该环支撑额外的载荷，否则的话，将必须相应地对环进行设置，而这会增加其质量。
由本发明所提出的解决方案在于，以配备有连接到悬挂箍8的整体式臂的排气壳体10替代现有技术的连接杆的超静定桁架。因为臂的数量优选地是两个，排气壳体10与机翼支柱12之间的连接因此是静定(isostatic)的。该构型在减轻质量方面是最优化的构型，减轻质量是必要的以确保对排气壳体的支撑。
由排气壳体的两个臂11构成的用于支撑排气壳体的设备由用于减小力的设备14来补充，用于减小力的设备使得能够吸收极限载荷，所述极限载荷例如由于叶片损失而产生或由于没有为了抵抗所述载荷而对臂和悬挂箍的尺寸进行设置而产生。
即使对于处于特定载荷阈值(例如在极限载荷之下)之上的涡轮发动机的削弱的性能，由本发明所提出的设备也使得悬挂箍8的质量能够被减轻，该悬挂箍8在厚度方面的尺寸将被减小，并且悬吊系统的安全性将被改善，同时还减轻了排气壳体的质量。

Claims (10)

1.一种双路式涡轮喷气发动机的排气壳体，配备有支撑装置(8)，所述支撑装置(8)用于被附接到所述涡轮喷气发动机所推进的飞机的结构，圆筒形的所述壳体包括：中央毂部(13)；以及用于连接所述毂部与所述支撑装置的装置(11)，并且所述用于连接所述毂部与所述支撑装置的装置能够传导正常使用中由涡轮喷气发动机在其区域中产生的力，所述连接装置从所述中央毂部(13)延伸出，以便穿过所述涡轮喷气发动机的冷流，
其特征在于，所述连接装置是刚性地连接到所述中央毂部的臂(11)。
2.根据权利要求1所述的所配备的排气壳体，其中，所述连接臂(11)是径向臂，所述径向臂中有两个被布置成在直径方向上彼此相对。
3.根据权利要求1或2所述的所配备的排气壳体，其中，所述臂(11)的外端部(4g、4d)被设计为通过滑动枢转类型的连接件或环形线性类型的连接件附接到所述支撑装置(8)。
4.根据权利要求1至3中的任一项所述的所配备的排气壳体，其中，所述支撑装置是悬挂箍(8)，所述臂(11)的外端部附接到所述悬挂箍(8)，并且所述悬挂箍(8)包括附接区域(9)，所述附接区域(9)能够将由所述排气壳体传导的力传导到所述飞机的结构。
5.根据权利要求4所述的所配备的排气壳体，其中，所述悬挂箍是圆形的并且围绕涡轮喷气发动机的冷流通道(105)。
6.根据权利要求5所述的所配备的排气壳体，其中，所述悬挂箍是半圆形的，具有两个沿着与穿过所述附接区域的半径垂直的直径布置的连接臂(11)。
7.根据权利要求4至7中的任一项所述的所配备的排气壳体，进一步包括额外的连接装置(14)，所述额外的连接装置在其毂部(13)与所述附接区域(9)之间延伸，所述额外的连接装置在正常的使用中处于备用位置，不在所述毂部与所述区域之间传导力。
8.根据权利要求7所述的所配备的排气壳体，其中，所述连接装置是连接杆(14)，所述连接杆相对于所述附接区域(9)被径向地定向并且自由地安装成围绕轭(14a、14b)在径向平面中旋转，所述轭(14a、14b)分别地位于所述毂部上和所述附接区域上，所述连接杆在其端部中的至少一个处包括径向定向的槽，对应的轭的轴穿过所述槽。
9.一种双路式涡轮喷气发动机，包括根据权利要求1至8中的任一项所述的排气壳体(10)。
10.一种双路式涡轮喷气发动机，配备有冷流通道(105)并且包括根据权利要求7或8所述的排气壳体，其中，所述额外的连接装置(14)通过孔(15)穿过所述冷流通道(105)而不发生接触。
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