包括至少两个后发动机附接件的飞行器的发动机组件制造技术

为了减小飞行器的发动机的后部与发动机的附接吊架之间的附接装置的宽度，本发明专利技术提供了一种发动机组件，该发动机组件的附接装置包括后发动机附接件(7a)的组件，其包括：设置在纵向的且正中的竖向平面中的第一连接杆(7a1)；大致设置成与涡轮间壳体(46)相切的第二连接杆(7a2)；以及用于使载荷横向地散布的后发动机附接件(7a3)，后发动机附接件(7a3)相对于第一连接杆(7a1)和第二连接杆(7a2)沿轴向向后偏移，并且后发动机附接件(7a3)包括沿着发动机组件的竖向方向(Z)定向的剪切销(64)。

Engine assembly comprising an aircraft having at least two rear engine attachment

In order to reduce aircraft engine and rear engine attached hanger attachment width, the invention provides an engine assembly attached device of the engine components including the engine attachment (7a) component, which includes: setting the vertical plane in the longitudinal direction and the median of the first the connecting rod (7a1); roughly set into the shell and the turbine (46) tangent to the second connecting rod (7a2); and for the engine load transverse distribution attachment (7a3), engine attachment (7a3) relative to the first connecting rod and connecting rod (7a1) second (7a2 backward) along the axial offset, and the rear engine attachment (7a3) along the vertical direction of the engine components including the directional shear pin (Z) (64).

【技术实现步骤摘要】
包括至少两个后发动机附接件的飞行器的发动机组件
本专利技术涉及飞行器的发动机组件的领域，飞行器的发动机组件包括用于将发动机安装在飞行器的结构件上、优选地安装在所述飞行器的机翼下方的吊架。本专利技术更具体地涉及这样的发动机组件：在该发动机组件中，后发动机附接件将吊架的主结构件连接至发动机的涡轮间壳体。本专利技术优选地应用于商用飞机。
技术介绍
在现有飞行器上，诸如双流双体式涡轮喷气发动机之类的发动机通过被称为发动机安装结构件(EMS)或安装吊架的复杂的安装系统而悬挂在机翼系统下方。常用的安装吊架具有被称为主结构件的刚性结构件。这种主结构件通常形成箱体，即，这种主结构件是通过组装上纵梁和下纵梁而形成的，所述上纵梁和下纵梁通过定位在箱体内的加强横向肋而连接在一起。所述纵梁设置在箱体的上表面和下表面上，而侧面板封闭箱体的侧向面。以已知的方式，这些吊架的主结构件设计成使得由发动机产生的静态力和动态力——例如重力、推力和其他动态力——能够传递至机翼结构件。在现有技术中已知的解决方案中，通常使用包括前发动机附接件、后发动机附接件和推力散布装置的安装装置来确保发动机与主结构件之间的力的传递。这些元件一起形成包括有用以覆盖额定工作条件的主附接件和用以覆盖失效/故障情况(也被称为故障保护情况)下的操作的二级附接件在内的均衡的附接系统。通常，后发动机附接件将主结构件连接至发动机的排气壳体，该排气壳体也被称为气体排出壳体并且定位在该发动机的后端部处。图1中示出了后发动机附接件的传统示例性实施方式，并且该示例性实施方式在专利申请FR3014841中公开。因此，该后发动机附接件7a将发动机的排气壳体连接至箱体形安装吊架的主结构件6。为此，附接件7a包括本体100和多个连接杆102，所述多个连接杆102与发动机附接件的本体100铰接、并且与排气壳体上的挂钩(clevice)铰接。更具体地，本体100具有沿竖向叠置的一个或更多个横构件104、106。三个连接杆102在横向上间隔开，这导致后发动机附接件的总宽度相对较大。近年来为了减小发动机的涡轮间壳体的变形，已经提出了将后发动机附接件安装成与发动机的涡轮间壳体一样高。对这种变形进行限制有助于更好地控制高压涡轮和低压涡轮中的叶尖间隙，并且有助于改善发动机的整体性能。实际上，使后发动机附接件从排气壳体向前朝向涡轮间壳体偏移的事实使得能够将该附接件设置在下述区域中：在所述区域中，发动机舱的内部空气动力整流装置、或内部固定结构件(IFS)较宽并且因此便于更好的空气动力整合。然而，对于在涡轮间壳体上的这种安装而言，后发动机附接件通常具有与图1中所示的设计类似的设计。因此，其显著大的宽度容易需要发动机舱流动路径内的一个或更多个结构件的超尺寸，这些结构件中的一些结构件用于使所述后发动机附接件成流线型。这样的超尺寸使后附接件或后安装整流装置(RMF)的尺寸增大，这可能呈围绕后发动机附接件的两个侧向端部局部扩大的形式，从而引起对发动机的整体性能有不利影响的空气动力扰动。
技术实现思路
因此，本专利技术旨在提出一种飞行器的发动机组件，该发动机组件至少部分地克服了现有技术解决方案中发现的上述问题。为此，本专利技术涉及一种飞行器的发动机组件，包括：-双体式发动机，该发动机包括涡轮间壳体，-用于将发动机安装在飞行器的结构件上的吊架，该吊架包括主结构件，-用于将发动机安装在安装吊架的主结构件上的安装装置，所述安装装置构成均衡的或超静定的附接件的系统，均衡的附接件的系统是优选的，根据本专利技术，所述安装装置包括后发动机附接组件，该后发动机附接组件包括：-第一连接杆，该第一连接杆在第一连接杆的两个端部中的一个端部处与刚性地连接至涡轮间壳体的支架铰接，并且在另一端部处与刚性地连接至吊架的主结构件的支架铰接，所述第一连接杆设置在正中的竖向且纵向的平面中，-第二连接杆，该第二连接杆在第二连接杆的两个端部中的一个端部处与刚性地连接至涡轮间壳体的支架铰接，并且在另一端部处与刚性地连接至吊架的主结构件的支架铰接，所述第二连接杆设置成与涡轮间壳体大致相切，以及-用于横向力散布的后发动机附接件，该后发动机附接件相对于第一连接杆和第二连接杆沿轴向向后偏移，并且该后发动机附接件包括剪切销和用于剪切销的容置支架，剪切销沿发动机组件的竖向方向定向并且刚性地连接至发动机和主结构件中的一者，容置支架刚性地连接至发动机和主结构件中的另一者并且具有用于剪切销的容置孔，所述剪切销容置在容置孔中且在发动机组件的纵向方向上具有间隙。因此，发动机的后部部分的安装装置被分成多个发动机附接件，所述多个发动机附接件优选地在垂直于发动机的纵向轴线的两个或三个平行平面之间分开。包括有剪切销在内的后平面沿着包括有第一连接杆和第二连接杆在内的前平面(或多个前平面)的所述纵向轴线在轴向上偏移。附接件在多个轴向偏移的平面之间的这种新颖的分布有利地减小了这种后发动机附接组件的总宽度。这又使得周围的二级结构件的宽度减小，从而增强了发动机的总体性能。此外，对后附接件进行了简化，使其质量减小。另外为了减小总质量，在主结构件与涡轮间壳体之间使用简单的连接杆，这避免了对如在现有技术中那样的附接在吊架的主结构件与涡轮间壳体之间的中间结构件的需要。本专利技术以单独或组合的方式包括下面可选特征中的至少一个特征。根据第一实施方式，第一连接杆和第二连接杆设置在发动机组件的同一横向平面中。根据第二实施方式，第一连接杆和第二连接杆分别设置在发动机组件的两个不同的横向平面中。在这种情况下，当沿轴向观察时，第一连接杆和第二连接杆可彼此交叉以进一步减小后发动机附接组件的总的横向宽度。第一连接杆和第二连接杆中的每一者与紧急连接杆相关联，紧急连接杆仅在相关的连接杆遭遇意外的情况下才承受压力。所述剪切销以能够竖向平移移动的方式容置在所述容置孔中，并且所述剪切销的自由端部设置有竖向止动构件，该竖向止动构件设置成在竖向上与刚性地连接至主结构件的互补止动构件间隔开。所述设置提供了用于在第一连接杆和第二连接杆发生损坏的情况下——例如在转子破裂的情况下——使力沿竖向方向散布的故障保护功能，其目的则是将发动机的后部部分保持在飞机上(以承受重力和动态力)。安装吊架的主结构件呈配装有下纵梁的箱体的形式，竖向止动构件定位在箱体的内部，并且所述互补止动构件由所述下纵梁形成。用于横向力散布的所述后发动机附接件定位在发动机的排气壳体上，然而可朝向连接杆定位在更向前的位置而不因此脱离本专利技术的范围。所述剪切销优选地刚性地连接至发动机，然而，剪切销可以替代性地刚性地连接至吊架的主结构件。所述剪切销包括：-基部，-刚性地连接至基部的竖向轴，-形成在竖向轴上的阳球形连接件，-位于销的容置孔内的外部支承构件，所述外部支承构件的内表面限定与所述阳球形连接件配合的阴球形连接件。所述安装装置还具有前发动机附接件以及沿发动机组件的纵向方向定向的推力散布装置。因此，所述后发动机附接件、所述前发动机附接件以及所述推力散布装置构成发动机的安装装置，所述安装装置形成均衡的力散布系统。所述推力散布装置包括：-附接至主结构件的支承件，-两个推力散布用侧向联接杆，以及-与支承元件铰接的吊杆，两个侧向联接杆分别与吊杆的两个相反端部铰接。所述支承件定位在所述第一连接杆和所述第二连接杆的前本文档来自技高网...

【技术保护点】
飞行器的发动机组件(5)，包括：‑双体式发动机(10)，所述发动机(10)包括涡轮间壳体(46)，‑用于将所述发动机(10)安装在所述飞行器的结构件上的吊架(4)，所述吊架包括主结构件(6)，‑用于将所述发动机(10)安装在所述安装吊架的所述主结构件(6)上的安装装置(7a‑7c)，其特征在于，所述安装装置(7a‑7c)包括后发动机附接组件(7a)，所述后发动机附接组件(7a)包括：‑第一连接杆(7a1)，所述第一连接杆(7a1)在所述第一连接杆(7a1)的两个端部中的一个端部处与刚性地连接至所述涡轮间壳体(46)的支架(56)铰接，并且在另一个端部处与刚性地连接至所述吊架的所述主结构件(6)的支架(54)铰接，所述第一连接杆(7a1)设置在正中的竖向且纵向的平面(52)中，‑第二连接杆(7a2)，所述第二连接杆(7a1)在所述第二连接杆(7a1)的两个端部中的一个端部处与刚性地连接至所述涡轮间壳体(46)的支架(58)铰接，并且在另一个端部处与刚性地连接至所述吊架的所述主结构件(6)的支架(54)铰接，所述第二连接杆(7a2)设置成与所述涡轮间壳体(46)大致相切，以及‑用于横向力散布的后发动机附接件(7a3)，所述后发动机附接件(7a3)相对于所述第一连接杆(7a1)和所述第二连接杆(7a2)沿轴向向后偏移，并且所述后发动机附接件(7a3)包括剪切销(64)和用于所述剪切销的容置支架(66)，所述剪切销(64)沿所述发动机组件的竖向方向(Z)定向并且刚性地连接至所述发动机(10)和所述主结构件(6)中的一者，所述容置支架(66)刚性地连接至所述发动机(10)和所述主结构件(6)中的另一者，并且所述容置支架(66)具有用于所述剪切销的容置孔(68)，所述剪切销(64)容置在所述容置孔(68)中且在所述发动机组件的纵向方向(X)上具有间隙(81)。...

【技术特征摘要】
2015.10.05 FR 15594741.飞行器的发动机组件(5)，包括：-双体式发动机(10)，所述发动机(10)包括涡轮间壳体(46)，-用于将所述发动机(10)安装在所述飞行器的结构件上的吊架(4)，所述吊架包括主结构件(6)，-用于将所述发动机(10)安装在所述安装吊架的所述主结构件(6)上的安装装置(7a-7c)，其特征在于，所述安装装置(7a-7c)包括后发动机附接组件(7a)，所述后发动机附接组件(7a)包括：-第一连接杆(7a1)，所述第一连接杆(7a1)在所述第一连接杆(7a1)的两个端部中的一个端部处与刚性地连接至所述涡轮间壳体(46)的支架(56)铰接，并且在另一个端部处与刚性地连接至所述吊架的所述主结构件(6)的支架(54)铰接，所述第一连接杆(7a1)设置在正中的竖向且纵向的平面(52)中，-第二连接杆(7a2)，所述第二连接杆(7a1)在所述第二连接杆(7a1)的两个端部中的一个端部处与刚性地连接至所述涡轮间壳体(46)的支架(58)铰接，并且在另一个端部处与刚性地连接至所述吊架的所述主结构件(6)的支架(54)铰接，所述第二连接杆(7a2)设置成与所述涡轮间壳体(46)大致相切，以及-用于横向力散布的后发动机附接件(7a3)，所述后发动机附接件(7a3)相对于所述第一连接杆(7a1)和所述第二连接杆(7a2)沿轴向向后偏移，并且所述后发动机附接件(7a3)包括剪切销(64)和用于所述剪切销的容置支架(66)，所述剪切销(64)沿所述发动机组件的竖向方向(Z)定向并且刚性地连接至所述发动机(10)和所述主结构件(6)中的一者，所述容置支架(66)刚性地连接至所述发动机(10)和所述主结构件(6)中的另一者，并且所述容置支架(66)具有用于所述剪切销的容置孔(68)，所述剪切销(64)容置在所述容置孔(68)中且在所述发动机组件的纵向方向(X)上具有间隙(81)。2.根据权利要求1所述的发动机组件，其特征在于，所述第一连接杆(7a1)和所述第二连接杆(7a2)设置在所述发动机组件的同一横向平面(59)中。3.根据权利要求1所述的发动机组件，其特征在于，所述第一连接杆(7a1)和所述第二连接杆(7a2)分别设置在所述发动机组件的两个不同的横向平面(59’，59”)中。4.根据权利要求3所述的发动机组件，其特征在于，当沿轴向观察时，所述第一连接杆(7a1)和所述第二连接杆(7a2)彼此交叉。5.根据权利要求1所述的发动机组件，其特征在于，所述第一连接杆(7a1...

【专利技术属性】
技术研发人员：奥利维耶·波蒂斯，沃尔夫冈·布罗沙尔，
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