用于飞行器的组件以及飞行器

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用于飞行器的组件以及飞行器
申请号	CN201410806916.6	申请日	2014-12-22	公开(公告)号	CN104724291A	公开(公告)日	2015-06-24
申请人	空中客车运营简化股份公司;			发明人	朱利安·吉耶莫; 塞巴斯蒂安·阿尔比; 杰罗姆·科尔马格罗; 帕斯卡尔·波梅; 乔纳森·布兰克; 托马斯·罗比利奥; 托比亚斯·舍斯特伦;
摘要	为了减小发动机变形，本发明提供了用于飞行器的组件(1)，组件包括飞行器后部段(3a)、发动机(10)、舱室(8)以及用于将发动机安装在后部段上的安装支柱(4)，组件还包括用于将发动机安装在支柱的刚性结构(6)上的安装装置(7)，安装装置包括设计成抵抗由发动机产生的轴向推力的两个发动机支架(7a)。根据本发明，支柱的刚性结构(6)包括部分地封围发动机的第一部(6a)，该第一部包括形成舱室(8)的外部空气动力学表面的一部分的外部蒙皮，并且两个发动机支架(7a)在刚性结构(6)的后部处在直径方向上彼此相反地布置，两个发动机支架(7a)附接至第一部(6a)。
权利要求	1.一种用于飞行器的组件(1)，所述组件(1)包括所述飞行器的后部段(3a，3a’)、发动机(10)、舱室(8)以及用于将所述发动机安装在所述后部段上的安装支柱(4)，所述组件还包括用于将所述发动机安装在所述安装支柱的刚性结构(6)上的安装装置(7)，所述安装装置包括设计成抵抗由所述发动机产生的轴向推力的两个发动机支架(7a)，其特征在于，所述支柱的所述刚性结构(6)包括部分地封围所述发动机的第一部(6a)，所述第一部包括形成所述舱室(8)的外部空气动力学表面的一部分的外部蒙皮，并且，抵抗轴向推力的两个所述发动机支架(7a)在所述刚性结构(6)的后部处在直径方向上彼此相反地布置，两个所述发动机支架(7a)附接至所述第一部(6a)。 2.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，用于将所述发动机安装在所述支柱的所述刚性结构(6)上的所述安装装置(7)还包括多个其他发动机支架(7b，7c)，所述多个其他发动机支架(7b，7c)布置在抵抗轴向推力的所述发动机支架(7a)的前方并且也附接至所述第一部(6a)。 3.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述刚性结构(6)的所述第一部(6a)包括多个板(30)，所述多个板(30)通过结构框架(32)和/或翼梁(34)被加强，这些板一起形成所述外部蒙皮。 4.根据权利要求3所述的组件，其特征在于，加强所述板的所述结构框架(32)和/或翼梁(34)承载抵抗轴向推力的两个所述发动机支架(7a)。 5.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述安装支柱的所述刚性结构(6)还包括用于使所述第一部(6a)偏移的第二部(6b)，所述第二部固定至机身并且使得所述第一部相对于该同一机身偏移。 6.根据权利要求5所述的组件，其特征在于，所述刚性结构(6)的所述第二部(6b)包括多个翼梁(22)以及轴向梁(24)，所述多个翼梁(22)沿着使得所述发动机(10)相对于所述机身偏移的方向(20)延伸，所述轴向梁(24)连接所述翼梁(22)并且对所述刚性结构的所述第一部(6a)进行支承。 7.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述刚性结构(6)的所述第一部(6a)的至少一部分设计为构成用于保护机身不受发动机破损的影响的遮挡部。 8.根据权利要求7所述的组件，其特征在于，所述第一部(6a)的至少面向所述发动机(10)的低压压缩机定位的部分设计为构成用于保护所述机身不受发动机破损的影响的遮挡部。 9.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述发动机(10)包括气体发生器(10a)和具有一对无导管对转螺旋桨的接收器(10b)，所述接收器(10b)布置在所述气体发生器(10a)的后方处。 10.根据权利要求9所述的组件，其特征在于，抵抗轴向推力的两个所述发动机支架(7a)靠近位于所述气体发生器(10a)与具有所述一对无导管对转螺旋桨的所述接收器(10b)之间的接合部而附接至所述发动机。 11.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述舱室(8)包括舱室元件(8a)，所述舱室元件(8a)包括铰接罩，所述铰接罩安装在所述安装支柱(4)的所述刚性结构的所述第一部(6a)上。 12.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述后部段是所述飞行器的机身后部段(3a)。 13.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述后部段是所述飞行器的固定至机身后部段(3a)的竖直尾翼(3a’)。 14.一种飞行器(200)，其包括根据权利要求1所述的组件(1)。
说明书全文	用于飞行器的组件以及飞行器技术领域 [0001] 本发明涉及将发动机安装在飞行器的后部段即优选地安装在机身的后部段上或竖直尾翼上的领域。 [0002] 本发明更具体地涉及发动机的安装，其中，发动机的接收器是布置在气体发生器的后方处的一对对转螺旋桨。这种类型的发动机通常被称为呈“推进器构型”的“开式转子”发动机。 [0003] 本发明还涉及配备有这种组件的飞行器。本发明优选地适用于商务飞机。背景技术 [0004] 关于某些类型的飞行器，发动机被固定在机身的后部段处而不是如在更多常规的情况下悬挂在机翼结构的下方。可替代地，发动机可以固定至飞行器的竖直尾翼，再次位于飞行器的后部段处。 [0005] 使用复杂的安装装置安装发动机，复杂的安装装置还被称为 [0006] “EMS”(这代表“发动机安装结构”)、或甚至安装支柱。通常采用的安装装置具有被称为主要结构的刚性结构。该主要结构形成盒状部段，即，该主要结构由下翼梁和上翼梁的组件组成，该下翼梁和上翼梁通过定位在盒状部段的内侧的多个横向加强肋而接合在一起。 [0007] 以已知的方式，这些支柱的主要结构被设计成使得由发动机产生的静力和动态力——比如重力、推力、或者甚至各种动态力被传递至机身或尾翼。 [0008] 在根据现有技术已知的解决方案中，通过安装装置来常规地执行在发动机与主要结构之间传递力，该安装装置包括前发动机支架、一个或更多个后发动机支架、以及抵抗推力的装置。该抵抗推力的装置通常包括用于抵抗推力的两个侧向连接杆，该两个侧向连接杆对称地布置并且连接至靠近前发动机支架的刚性结构。可替代地，可以提供被称为“承插式支架”的支架，从而允许推力以剪切的方式被传递。 [0009] 尽管该解决方案整体上是令人满意的，但在发动机变形方面仍然存在提高的空间。的确，在操作期间观测到的发动机变形、特别地由沿着发动机的横向轴线的屈曲引起的变形，导致桨叶稍端转子磨损。这种磨损增大了桨叶与围绕桨叶的壳体之间的间隙，从而使得发动机的整体效率降低并且使发动机的寿命减少。发明内容 [0010] 因此，本发明的目的是提出至少部分地克服上文提到的在现有技术的解决方案中遇到的问题的用于飞行器的组件。 [0011] 为此，本发明的一个主题是用于飞行器的组件，该组件包括飞行器后部段、发动机、舱室以及用于将发动机安装在后部段上的安装支柱，该组件还包括用于将发动机安装在安装支柱的刚性结构上的安装装置，该安装装置包括设计成抵抗由发动机产生的轴向推力的两个发动机支架。 [0012] 根据本发明，支柱的所述刚性结构包括部分地封围发动机的第一部，所述第一部包括形成舱室的外部空气动力学表面的一部分的外部蒙皮，抵抗轴向推力的所述两个发动机支架在刚性结构的后部处在直径方向上彼此相反地布置，所述两个发动机支架附接至所述第一部。 [0013] 通过这种特别的布局，本发明有利地能够减少发动机变形，并且因此有助于限制桨叶稍端转子磨损。这能够提供令人满意的整体效率。 [0014] 此外，将抵抗轴向推力的发动机支架坐置在支柱的刚性结构的后部段处变得更容易，因为该后部段通常与发动机的未设置有大量设备的区域相对应。这种定位还允许刚性结构的前部空出来，从而提供更好的舱室通风。此外，由于其他舱室罩可以直接地实施在构造于舱室中的安装支柱的刚性结构上，所以改善了其他舱室罩的附接。 [0015] 本发明提供了下列以独立或组合方式考虑的可选的特征中的至少一个特征。 [0016] 用于将发动机安装在支柱的刚性结构上的所述安装装置还包括多个其他发动机支架，所述多个其他发动机支架布置在抵抗轴向推力的发动机支架的前方，并且也附接至所述第一部。 [0017] 刚性结构的第一部包括多个板，所述多个板通过结构框架和/或翼梁被加强，这些板一起形成所述外部蒙皮。 [0018] 加强板的所述结构框架和/或翼梁承载抵抗轴向推力的所述两个发动机支架，并且优选地也承载所有其他发动机支架。 [0019] 安装支柱的刚性结构还包括用于使第一部偏移的第二部，所述第二部固定至机身并且使得所述第一部相对于该机身偏移。 [0020] 刚性结构包括多个翼梁以及轴向梁，所述多个翼梁沿着使得发动机相对于机身偏移的方向延伸，该轴向梁连接翼梁并且对刚性结构的第一部进行支承。 [0021] 刚性结构的第一部的至少一部分设计为构成用于保护机身不受发动机破损的影响的遮挡部。 [0022] 更具体地，刚性结构的第一部的面向发动机的低压压缩机定位的至少一部分设计为构成用于保护机身不受发动机破损的影响的遮挡部。 [0023] 所述发动机包括气体发生器和具有一对无导管对转螺旋桨的接收器，该接收器布置在气体发生器的后方处。然而在不背离本发明的范围的情况下可以设计其他类型的发动机。这可以例如包括涡轮喷气发动机或涡轮螺桨发动机，或甚至呈“推进器构型”的“开式转子”发动机，在“开式转子”发动机中包括一对对转螺旋桨的接收器定位在气体发生器的前方。 [0024] 抵抗轴向推力的所述两个发动机支架靠近位于气体发生器与具有一对无导管对转螺旋桨的接收器之间的接合部而附接至发动机。 [0025] 舱室包括舱室元件，该舱室元件包括铰接罩，该铰接罩安装在安装支柱的刚性结构的所述第一部上。 [0026] 本发明涉及的所述飞行器后部段是飞行器的机身的后部段，或可替代地是飞行器的固定至该机身后部段的竖直尾翼。 [0027] 本发明的另一主题是包括如上文描述的组件的飞行器。 [0028] 在下文非限制性的详细描述的过程中，本发明的其他优点和特征将变得明显。附图说明 [0029] 将参照附图进行描述，在附图中： [0030] -图1描绘了包括根据本发明的组件的飞行器的立体图； [0031] -图2描绘了在前一附图中示出的用于飞行器的组件的一部分的放大立体图； [0032] -图3和图4从两个不同的视角描绘了形成示出在前一附图中的组件的主要部件的安装支柱的刚性结构的立体图； [0033] -图5描述了示出在前述附图中的连接至飞行器的机身的后部段的刚性结构的正视图； [0034] -图6示意性图示了用于将发动机安装在安装支柱的刚性结构上的安装装置如何抵抗力； [0035] -图7是根据本发明的另一优选的实施方式的发动机组件的一部分的平面图； [0036] -图8为示出在前一附图中的发动机组件的横截面示意图；以及 [0037] -图9为安装支柱的主要结构的立体图，其中，示出在图7和图8中用于飞行器的组件配备有该安装支柱。具体实施方式 [0038] 参照附图1，该附图1描绘了飞行器200，该飞行器200包括固定至机身3的机翼2，根据本发明的组件1布置在机身3的后部。该组件1包括机身的后部段3a、发动机10以及用于将发动机10安装在机身后部段3a上的安装支柱4。应指出的是，在组件1内，两个发动机10各自分别布置在机身后部段3a的一侧上。然而，在说明的剩余部分中，将仅描述两个发动机10中的一个发动机与机身后部段3a之间的相关作用。 [0039] 图2以放大形式描绘了组件1。 [0040] 如上文提到的，该组件1包括机身的后部段3a、发动机10、围绕发动机的舱室8、以及用于将发动机10安装在机身后部段3a上的安装支柱4。在此发动机10优选地为“推进器构型”的“开式转子”类型。因此，该发动机10包括气体发生器10a和具有一对无导管对转螺旋桨的接收器10b，该接收器10b布置在气体发生器的后方处。在图2中，对转螺旋桨仅示意性地描绘为环10b’和10b”。 [0041] 现在将参照图2至图6更详细地描述组件1，该组件1还包括用于将发动机10安装在支柱上的安装装置7。在这一方面，应指出的是，用于将支柱安装在机身上的安装装置以常规的方式制造。因此，这些安装装置将不进一步描述。 [0042] 贯穿下列描述，按照惯例，方向X对应于支柱4的纵向方向，该方向X还可以与发动机10的纵向方向和组件1的纵向方向相似。该方向X平行于该发动机10的纵向轴线5。此外，方向Y与横向于支柱4取向并且还可以与发动机10和组件1的横向方向相似的方向对应，然而方向Z与竖直或高度方向对应。这三个方向X、Y和Z互相正交并且形成正三面。 [0043] 此外，术语“前”和“后”被认为是与飞行器的由发动机10所施加的推力而产生的前进行驶的方向相关，该方向示意性地由箭头19指示。 [0044] 图3至图5描绘了支柱的刚性结构6，该刚性结构6还被称为主要结构。该支柱4的另外的构成元件——该另外的构成元件未示出并且是分开和保持系统、同时支承空气动力学整流罩的副结构类型——是与现有技术中遇到的那些元件相同或相似的常规元件，因此将不再给出对所述另外的构成元件的详细描述。 [0045] 刚性结构6包括两个不同的部分，即部分地封围发动机10的第一部6a和使第一部6a偏移的第二部6b。因此，该第二偏移部6b固定至机身并且使得第一部6a相对于该同一机身3a沿偏移方向20偏移。为了简化描述，在附图中指示的偏移方向20与横向方向Y相对应。然而，该偏移方向20可以相对于方向Y倾斜，优选的是偏移方向20随着离开机身的距离增大而向上延伸。该第二部6b主要地包括沿偏移方向20延伸且沿方向X间隔开的翼梁22。这些大致平行的翼梁22——优选地存在三个翼梁22——在翼梁22的远端处通过轴向梁24接合在一起，该轴向梁24沿方向X在该组翼梁22的任一侧上延伸。此外，为了形成盒形部段，板26优选地设置在该组翼梁22的上方和下方。 [0046] 轴向梁24还为刚性结构6的第一部6a提供支承。该第一部6a是大致圆筒形的并且部分地封围发动机10。然而，考虑到能够将发动机设备安装在该结构6a和发动机壳体之间，能够在该结构上产生局部隆起部。该结构优选地由若干加强板30组成，然而，一个单一的加强板也可以适用，而不背离本发明的范围。板30形成刚性结构的外部蒙皮，该外部蒙皮限定了舱室8的外部空气动力学表面的一部分。 [0047] 因此，第一部6a形成围绕发动机10的壳体，该圆筒形壳体相对于发动机同中心地在90°和180°的角度范围上延伸。此外，应指出的是，该角度范围可以根据该第一部6a的区域而变化。通过指示性的示例，在描绘的实施方式中，部分6a的前部段具有比后部段更小的角度范围，这是因为通过它的力不那么高。因此，该设计可以适于适应所遇到的载荷，使得尽可能地优化支柱的整体质量。通过指示，应指出的是，后部段具有大约180°的角度范围，显著地使得能够对抵抗轴向推力的发动机支架进行支承，如稍后将描述的。 [0048] 支柱的刚性结构的第一部6a在轴向长度上延伸，该轴向长度基本上与支承该第一部6a的轴向梁24的轴向长度相等。使用整体圆弧形状的框架32来强化板，该整体圆弧形状的框架32布置在YZ平面中。这些框架32遵循板30的曲率，这些框架32沿着板30延伸。框架32可以在中央梁24处被中断或可替代地以单一件的形式从部分6a的一端延伸至另一端。通过翼梁34对沿方向X间隔开的框架32进行补充，该翼梁34也用于加强板30。这些翼梁34轴向地布置并且沿着板30的端部延伸。对板30进行加强的这些元件32、 34能够支承构成安装装置7的发动机支架。 [0049] 在这些支架中，存在用于抵抗轴向推力的两个发动机支架7a，两个发动机支架7a在刚性结构的后部处沿直径方向彼此相反地布置，两个发动机支架7a连接至刚性结构的第一部6a。更具体地，这两个支架7a在相应的加强翼梁34处连接至第一部的后端。反作用力首先通过位于轴向梁24上的另一后支架7b来补充，该另一后支架7b与两个支架7a在相同的YZ平面中。还通过向前更远地定位的另外的发动机支架来补充，该另外的发动机支架仍然连接至呈包封壳体的形式的第一部6a。更具体地，存在两个前发动机支架7c，两个前发动机支架7c中的每个前发动机支架致力于抵抗除轴向推力之外的力。这些前支架7c通过对板30进行加强的框架32中的一个框架来承载，优选地通过下述框架承载：最靠前定位的框架或如图3中所示的刚好位于该最靠前框架的后方。应指出的是，可以提供其他支架，特别地在发动机与刚性结构之间提供柔性连接的支架以便缓冲振动。 [0050] 如图6中所示，后支架7a抵抗轴向推力。后支架7b和两个前支架7c抵抗Y方向上的力。两个前支架7c抵抗围绕发动机的轴线的扭矩。优选地考虑的是，至于沿Z方向的反作用力，两个前支架7c中的一个前支架处于待命状态，即，在普通状态下，该前支架不传递力。如果另外的支架变得损坏，则该前支架传递力，因此执行“故障保护”功能。最后，主要通过上后支架7a来抵抗沿同一Z方向的力，该上后支架7a具有的优势在于与发动机的重心一致。然而沿Z方向的小部分力可以通过两个前支架7c中的一个前支架7c处理。 [0051] 上文提到的发动机支架以常规的方式制造，例如使用钩环、轭架、配件等。这些发动机支架优选地由钢或钛制成(该材料选择基于发动机火灾风险和所涉及的区域的温度)，尽管板30可以采用使用复合材料的解决方案，然而板30和加强元件32、34优选地基于钛。另一方面，如果存在高紧凑度的需要，例如在后框架位于靠近桨叶的空气动力学区域的情况下，加强元件可以由钢制成。 [0052] 这些发动机支架优选地铰接至发动机10的相应的壳体。特别地，前支架7c布置在下述YZ平面中：该YZ平面穿过位于气体发生器10a的低压压缩机与高压压缩机之间的接合部上的或靠近该接合部的区域。此外，后支架7a、7b布置在下述YZ平面中：该YZ平面穿过位于气体发生器10a与接收器10b之间的接合部上或靠近该接合部的区域。由于前支架7c不意在抵抗轴向推力，因此，前支架7c体积较小并且可以更容易地安装在发动机的定位有大部分设备的前部处。此外，将支架7a布置在刚性结构的后部处而不是布置在前部处意味着，可以在舱室与发动机之间保持足够空的以允许舱室通风的环形空间。与在更大体积的支架7a已经布置在刚性结构的前部处的情况相比，空气可以实际上更容易地进入该环形空间。因此，这种改善的通风增加至本发明给予的主要优势，即，在操作期间减小发动机变形。 [0053] 因此，刚性结构6的部分6a形成了舱室8的主要部分，并且反之亦然。因此，参照图2，舱室8通过其他舱室罩8a补充。这些罩8a中的一些罩被固定，其他一些罩被铰接、优选地铰接至支柱的主要结构6。的确，证明将这些罩8a铰接至第一部6a、例如在上加强翼梁34处是相对简单的方式。由于舱室8的一部分是结构性的，其他附接的罩8a可以有利地被减轻重量。 [0054] 现在参照图7至图9，图7至图9描绘了根据本发明的另一优选实施方式的组件1。先前的实施方式的元件和功能被重复，但添加了关于减小飞行器的质量和成本的另外的详细说明。 [0055] 实际上，第一封围部6a的全部或一部分被设计为构成保护机身3不受发动机破损的影响的遮挡部。在此，涉及将UERF(“非包容发动机转子失效”)遮挡功能与封围部6a的至少一部分结合的主题。表述“UERF”通常指的是发动机破损，其中，发动机碎片不被发动机壳体包含。因此，如果穿过发动机壳体的转子碎片被掉出，该部件将有利地通过刚性结构的封围部6a来止挡，该封围部6a被设计和验证用于执行这种功能。将这种标准功能与舱室8/封围结构6a结合代表对常规实践的宣称的技术突破，该技术已经在飞行器机身上实施该功能。通过将板定位成更靠近发动机10，可以限制涉及该功能的板的在轴向方向和周向方向上的范围。具体地，如图8中示意性描绘的，封围部6a的周向长度可以比封围部6a所保护的机身部段3’的周向长度小很多，该部段3’自身预先设计成执行该遮挡功能。因此，这使得在质量和成本方面的减小，从而进一步加深了在轴向方向上所需的长度的减小。实际上，如图7所示，处于来自转子的散落的碎片的风险的区域以截头圆锥形的方式从发动机延伸，从而朝向机身轴向地加宽。因此，遮挡部越靠近发动机，遮挡部的轴向距离可以被减小的程度越大，同时遮挡部保护机身的同一区域。 [0056] 在这一方面，图7描绘了截头圆锥形风险区域40，该截头圆锥形风险区域40从作为发动机的最成问题的部分、即低压压缩机开始。因此，封围部6a的面向该压缩机的一部分形成遮挡部。然而，应指出的是，整个封围部6a可以以相同的方式构造，从而沿着该封围部6a全部形成遮挡部。然而，为了优选起见，执行遮挡功能的设计和/或材料仅用于面向低压压缩机的相关部分，从而使得成本降低。 [0057] 此外，应当指出的是，该功能可以采用特别的覆盖件42的形式，如在图9中示意性指示的。然而，为了优选起见，该遮挡功能固有地通过加强板30来提供，而不需要对加强板30进行任何进一步的添加。 [0058] 如果这些板30由金属制成，那么板30可以例如由热成形方法制造，以便满足在力方面的UERF保护标准。如果板30由复合材料制成，那么优选地采用3D织造技术。 [0059] 最后，可以指出的是，通过形成UERF保护遮挡部的结构舱室8，不再存在任何需要在飞行器的不可穿透的后端46与截头圆锥形风险区域40之间保持大的轴向间隙。因此，能够将不可穿透的后端46向后移动并且设想配装附加排的客舱座椅，并且/或将发动机向前移动以便获得定位更佳的飞行器重心和更紧凑的尾锥。 [0060] 当然，对于本领域的技术人员而言，可以对仅通过非限制性示例刚刚描述的本发明做出各种改型。特别地，本发明还适用于如图1中所示的发动机安装在飞行器的竖直尾翼3a’的情况，这种尾翼固定至机身的后部段3a。