用于飞行器的推进组件和飞行器制造技术

本发明专利技术涉及一种用于飞行器的推进组件和一种飞行器。在已知类型的飞行器推进组件(1)中的附接挂架(4)的刚性结构(10)的热防护系统(58)引起不利的质量增加并且占据了在设计推进组件时必须考虑到的特定体积。为了解决这些问题，本发明专利技术提出将热防护系统的管道(60)容置在刚性结构的箱体(24)内，以利用分配给刚性结构(10)的体积。因此，形成管道(60)的元件(26、62、30)形成刚性结构的组成部分并且因而起结构上的作用。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及设计成位于飞行器机翼与发动机之间的发动机附接挂架的领域，尤其是包括集成在发动机安装系统的刚性结构的沉箱中的形成热障的管道的飞行器推进组件，并且更特别地涉及包括这样的附接挂架的推进组件。本专利技术可以用在例如装配有喷射发动机或涡轮螺旋桨发动机的任何类型的飞行器上。这种类型的附接挂架--也称为“EMS” (发动机安装结构)--能够例如将飞行器发动机悬挂在飞行器的机翼的下方或将这样的发动机安装在机翼的上方。
技术介绍
通常，为了在飞行器发动机与飞行器的机翼之间构成连接接合设置了这样的附接挂架。这样的附接挂架允许由发动机产生的力传递至飞行器的结构，并且还能够在飞行器的发动机与机身之间为燃料系统、电力系统、液压系统及空气系统规定路线。为了确保力的传递，附接挂架包括也被称为“主结构”的刚性结构，该刚性结构大体上是箱型，也就是说由上封闭翼梁和下封闭翼梁及两个封闭面板或侧壁的组装形成。这些元件通常经由中间的横向加固肋彼此连接，此时箱体的尺寸证实了这点。此外，附接挂架设置有位于发动机与附接挂架的刚性结构之间的安装系统。该安装系统总体上包括至少两个发动机附接件，所述至少两个发动机附接件通常为前附接件和后附接件。此外，安装系统通常包括用于承受由发动机产生的推力的装置。在现有技术中，该装置采用例如两个横向支杆的形式，该横向支杆一方面连接至中间壳体的布置成与喷射发动机的风扇壳体连接的毂部(hub)的后部或连接至围绕喷射发动机的核心的该壳体的前部，并且另一方面连接至固定于喷射发动机的壳体的后发动机附接件。在相同的方式下，附接挂架还包括位于该挂架的刚性结构与飞行器的机翼之间的第二安装系统，该第二系统通常包括多个附接件。最后，附接挂架设置有第二结构，该第二结构在支承空气动力学整流罩的同时分开并保持系统，空气动力学整流罩的后空气动力学整流罩通常向后突出超出机翼的机翼后缘。此外，推进组件通常配备有热防护系统，该热防护系统用于保护附接挂架的刚性结构的箱体免受发动机发出的热量的影响。这样的热防护系统包括下述管道:该管道布置在箱体的下方以允许相对新鲜的空气在箱体与发动机之间流动，从而保持主结构内适宜的温度，特别是相对于容置在该结构内的系统保持适宜的温度。然而，该箱体下方的该管道的结构使得需要在设计推进组件和对推进组件定尺寸时为管道分配特定体积。相比之下，飞行器设计者希望能够打破这种限制。此外，管道的这样的结构导致质量的增加，而这是不期望的。申请人的国际申请WO 2007/036521描述了已知类型的推进组件的示例，该国际申请WO 2007/036521示出了上面说明的问题。
技术实现思路
本专利技术的目的特别在于提供对这些问题的简单、经济并且有效的解决方案，使得能够至少部分地避免上述缺陷。为此，本专利技术提出用于飞行器的推进组件，该推进组件包括发动机和附接挂架，附接挂架设计用于将发动机附接至飞行器的机翼，附接挂架包括:-刚性结构，该刚性结构包括箱体，箱体包括第一封闭翼梁、与第一封闭翼梁相反的第二封闭翼梁、两个封闭侧壁以及内部翼梁，所述两个封闭侧壁各自具有固定至第一封闭翼梁的第一端和固定至第二封闭翼梁的第二端，内部翼梁具有连接至所述封闭侧壁的侧向端，所述内部翼梁在所述第一封闭翼梁与所述第二封闭翼梁之间延伸；-安装系统，该安装系统将发动机附接至箱体，以及-热防护系统，热防护系统包括管道，该管道形成热障以保护所述箱体免受发动机的热量的影响。根据本专利技术，所述管道容置在所述箱体内并且由第一封闭翼梁、内部翼梁以及封闭侧壁界定。因此，箱体的内部体积用于容置热防护系统的管道使得在设计推进组件时对于热防护系统不再需要考虑特定体积。通过将形成管道的元件集成至刚性构件，这些元件可以用于帮助将发动机支承力和推力传递至飞行器的机翼。因此，这些元件可以具有除了其界定空气流通道的功能之外的结构功能。优选地，所述安装系统包括后发动机附接件，并且附接挂架的所述刚性结构包括结构块，该结构块包括:-固定板，该固定板压靠所述第一封闭翼梁并且经由穿过第一封闭翼梁和所述内部翼梁的紧固件固定至所述第一封闭翼梁，以及-用于所述后发动机附接件的固定接合部。优选地，所述热防护系统包括间隔件，该间隔件穿过所述管道以将所述第一封闭翼梁连接至所述内部翼梁，每个间隔件包括用于穿过所述结构块的所述紧固件中的一个紧固件的至少一个管口。优选地，所述管口的定位成面向所述结构块的第一区域的截面在从所述第一封闭翼梁朝向所述内部翼梁的方向上变宽。管道的所述第一区域的所述变宽的截面有利地定尺寸成使得有效的空气通道截面沿着所述管道的长度是恒定的。优选地，所述管道的第二区域的截面在从所述第一封闭翼梁朝向所述内部翼梁的方向上变宽，其中，设计成连接至飞行器的机身的空气供给通道穿过管道的第二区域。管道的所述第二区域的所述变宽的截面有利地定尺寸成使得有效的空气通道截面沿着所述管道的长度是恒定的。优选地，所述安装系统包括前发动机附接件，该前发动机附接件具有压靠所述第一封闭翼梁并且固定至第一封闭翼梁的固定板。优选地，所述热防护系统包括纵向分隔壁，该纵向分隔壁在所述第一封闭翼梁与所述内部翼梁之间延伸并且连接至所述封闭侧壁以将管道的中央区域分隔成两部分。优选地，所述箱体包括前封闭肋，该前封闭肋将所述第一封闭翼梁的前端连接至所述第二封闭翼梁的前端。优选地，所述箱体包括后封闭肋，该后封闭肋将所述第一封闭翼梁的后端连接至所述第二封闭翼梁的后端。优选地，所述箱体包括内部加固肋，该内部加固肋具有连接至所述内部翼梁的一端和连接至所述第二封闭翼梁的相反端。优选地，所述热防护系统包括至少一个空气入口，所述至少一个空气入口连接至所述管道并且穿过所述封闭侧壁中的一个封闭侧壁敞开或穿过所述第一封闭翼梁敞开。优选地，所述热防护系统包括至少一个空气出口，所述至少一个空气出口连接至所述管道并且穿过所述封闭侧壁中的一个封闭侧壁敞开或穿过所述第一封闭翼梁敞开。优选地，所述热防护系统包括用于加固以抵抗屈曲的纵向肋，所述纵向肋形成热交换器翅片。本专利技术还涉及包括上文所述类型的至少一个推进组件的飞行器。【附图说明】通过阅读作为非限制性示例给出的以下描述并且参照附图将可以更当前第1页1 2 3 4 本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于飞行器的推进组件(1)，所述推进组件(1)包括发动机(2)和附接挂架(4)，所述附接挂架(4)设计成用于将所述发动机附接至飞行器的机翼(3)，所述附接挂架包括：刚性结构(10)，所述刚性结构(10)包括箱体(24)，所述箱体(24)包括第一封闭翼梁(26)、与所述第一封闭翼梁相反的第二封闭翼梁(28)、两个封闭侧壁(30)以及内部翼梁(62)，所述两个封闭侧壁(30)各自都具有固定至所述第一封闭翼梁(26)的第一端和固定至所述第二封闭翼梁(28)的第二端，所述内部翼梁(62)具有连接至所述封闭侧壁(30)的侧向端，所述内部翼梁(62)在所述第一封闭翼梁(26)与所述第二封闭翼梁(28)之间延伸；安装系统(11)，所述安装系统(11)将所述发动机(2)附接至所述箱体(24)，以及热防护系统(58)，所述热防护系统(58)包括管道(60)，所述管道(60)形成热障以保护所述箱体(24)免受所述发动机(2)的热量的影响，其特征在于，所述管道(60)容置在所述箱体(24)内并且由所述第一封闭翼梁(26)、所述内部翼梁(62)以及所述封闭侧壁(30)定界。

【技术特征摘要】
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【专利技术属性】
技术研发人员：沃尔夫冈·布罗沙尔，米萨埃尔·赫南德斯佩雷斯，伊维斯·贝洛克，
申请(专利权)人：空中客车运营简化股份公司，
类型：发明
国别省市：法国;FR