飞行器推进组件的制作方法
【专利摘要】本发明涉及一种飞行器推进组件，包括涡轮喷气发动机（2）和支撑件（10），所述支撑件从悬挂组件（100）将扭力矩传递至飞行器，并且所述悬挂组件（100）插入所述支撑件（10）和所述涡轮喷气发动机之间，所述悬挂组件（100）包括如下悬挂紧固件：第一悬挂紧固件（110），其包括至少一个用于吸收推力的设备（111,112）并且配置成这样的方式，从而吸收沿从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向支撑件（10）的纵向轴线的轴线的力，至少一个第二悬挂紧固件（140,140a），配置成这样的方式，从而吸收与第一悬挂紧固件（110）相关联的、沿涡轮喷气发动机的纵向轴线的力矩，并吸收沿垂直于涡轮喷气发动机的纵向轴线并垂直于从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向支撑件（10）的纵向轴线的轴线的力，至少一个第三悬挂紧固件（120），配置成这样的方式，从而吸收与第一悬挂紧固件（110）相关联的、沿垂直于涡轮喷气发动机的纵向轴线并垂直于从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向支撑件（10）的纵向轴线的轴线的力矩，并吸收沿涡轮喷气发动机的纵向轴线的力，根据其各自的配置情况，沿从发动机的纵向轴线指向支撑件（10）的纵向轴线的轴线的力矩被第一悬挂紧固件吸收，或被第二悬挂紧固件吸收，或被第三悬挂紧固件吸收。
【专利说明】飞行器推进组件
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种飞行器推进组件。
【背景技术】
[0002]一种飞行器推进组件，由发动机机舱和涡轮喷气发动机构成，其用于通过固定至涡轮喷气发动机和/或发动机舱的挂架，来悬挂至飞行器的固定结构(例如机翼或机身)。
[0003]涡轮喷气发动机通常包括所谓的上游段(包括安装有叶片的风扇)和容纳气体发生器的所谓的下游段。
[0004]风扇叶片由风扇壳体围绕，使得涡轮喷气发动机能够安装至发动机舱。
[0005]进一步地，为了确保涡轮喷气发动机和飞行器的固定结构之间的接界面处的力的传递，挂架例如包括由组装翼梁和侧板构成的刚性箱型结构。
[0006]悬挂组件设置在涡轮喷气发动机和挂架之间，该组件包括多个悬挂紧固件，形成用于吸收沿挂架分布的力的系统。
[0007]更具体地，这样的悬挂组件包括固定至风扇壳体和/或中间壳体的多个上游悬挂紧固件以及固定在涡轮喷气发动机的主壳体的下游悬挂紧固件。
[0008]该悬挂组件进一步包括用于吸收涡轮喷气发动机产生的推力的设备，该设备通常包括用于吸收推力的杆。
[0009]由于风扇壳体上的杆的推力吸收点和涡轮喷气发动机的纵向主轴线之间的偏离，导致了上述类型的悬挂组件在沿飞行器的横向方向施加的扭力矩方面反复出现问题。
[0010]由于该扭力矩以及用于承受涡轮喷气发动机推力的标准悬挂组件，导致涡轮喷气发动机的变形。
[0011]涡轮喷气发动机的这种变形引起风扇壳体和推进组件的转动部件(例如风扇的叶片或叶栅)之间的摩擦和/或涡轮喷气发动机的叶栅和其主壳体之间的摩擦。
[0012]这种摩擦损坏了转动部件，限制了涡轮喷气发动机的使用寿命并且降低了涡轮喷气发动机的性能。
[0013]这样的变形还可能导致推进组件的转动部件和涡轮喷气发动机的风扇壳体和/或主壳体之间的间隙，这也会降低涡轮喷气发动机的性能。
[0014]已经设计了多种悬挂组件来限制涡轮喷气发动机反复变形的情况。
[0015]然而，它们都不是完全令人满意的。
[0016]特别地已知一种悬挂组件，包括多个上游超静定悬挂紧固件，每个上游超静定悬挂紧固件设计成用于吸收沿三个方向和三个力矩施加的力，这种悬挂组件还包括安装在挂架和涡轮喷气发动机的外壳体或喷射壳体之间的下游悬挂紧固件，该下游悬挂紧固件设计成用于吸收沿涡轮喷气发动机的竖向方向施加的力。在这样的组件中，就可以撤掉用于吸收推力的设备。
[0017]这种悬挂组件使力路径的备援变得棘手，因此需要复杂的检查策略。
[0018]进一步，这样的悬挂组件为了弥补用于吸收推力的设备的移除，意味着要使用大尺寸的悬挂紧固件并且设置许多加强元件，这会对飞行器推进组件的重量带来不利影响。
[0019]推进组件过重的重量以及与涡轮喷气发动机悬挂紧固件有关的累赘物对涡轮喷气发动机的性能是不利的并且会使其恶化。
【发明内容】
[0020]因此，本发明的一个目的在于解决上述缺陷。
[0021]本发明的另一个目的在于提供一种飞行器推进组件，其有效地减小了涡轮喷气发动机的变形，并提供与现有的悬挂组件相比更轻的重量，从而显著地改善了涡轮喷气发动机推进组件的性能。
[0022]为了能够补偿具有飞行器推进组件的涡轮喷气发动机的磨损，其悬挂组件简单，高效并便于安装。
[0023]为此，本发明提供一种飞行器推进组件，其包括涡轮喷气发动机、支撑件以及插置在所述支撑件和所述涡轮喷气发动机之间的悬挂组件，所述支撑件确保扭力矩从悬挂组件传递至飞行器，所述悬挂组件的上游部分安装在中间壳体上，位于主壳体或风扇壳体的上游，并且所述悬挂组件的下游部分安装在所述支撑件上，其特征在于，所述悬挂组件包括如下悬挂紧固件:
[0024]-第一悬挂紧固件，其包括至少一个用于吸收推力的设备，并且配置成吸收沿从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向支撑件的纵向轴线的轴线的力，
[0025]-至少一个第二悬挂紧固件，其与第一悬挂紧固件相关联，配置成吸收沿涡轮喷气发动机的纵向轴线的力矩，并吸收沿垂直于涡轮喷气发动机的纵向轴线并垂直于从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向支撑件的纵向轴线的轴线的力，
[0026]-至少一个第三悬挂紧固件，其与第一悬挂紧固件相关联，配置成吸收沿垂直于涡轮喷气发动机的纵向轴线并垂直于从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向支撑件的纵向轴线的轴线的力矩，并吸收沿涡轮喷气发动机的纵向轴线的力，
[0027]根据其各自的配置情况，沿从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向支撑件的纵向轴线的轴线的力矩被第一或第二或第三悬挂紧固件吸收。
[0028]根据本发明的推力反向器的其他可选特征，可以单独或组合来考虑:
[0029]-所述悬挂组件为均衡的；
[0030]-一个或多个第二悬挂紧固件和第一悬挂紧固件被配置成吸收沿垂直于涡轮喷气发动机的纵向轴线并垂直于从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向支撑件的纵向轴线的轴线的力，这些力沿从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向所述支撑件的纵向轴线的方向偏置，从而吸收围绕涡轮喷气发动机的纵向轴线的力矩；
[0031]-一个或多个第三悬挂紧固件和第一悬挂紧固件被配置成吸收沿涡轮喷气发动机的纵向轴线的力，这些力沿从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向所述支撑件的纵向轴线的方向偏置，并吸收围绕垂直于涡轮喷气发动机的纵向轴线并垂直于从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向所述支撑件的纵向轴线的轴线的力矩；
[0032]-所述第三悬挂紧固件安装在所述涡轮喷气发动机的支撑件的纵向轴线处；
[0033]-所述第一悬挂紧固件被配置成吸收沿纵向方向的力，这些力沿垂直于涡轮喷气发动机的纵向轴线并垂直于从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向所述支撑件的纵向轴线的方向偏置，并吸收围绕从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向所述支撑件的纵向轴线的轴线的力矩；
[0034]-所述第二悬挂紧固件和/或第三悬挂紧固件是双重的；
[0035]-所述第三悬挂紧固件被配置成吸收围绕从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向支撑件的纵向轴线的轴线的力矩。
[0036]-所述第三悬挂紧固件被配置成吸收沿推力吸收设备的力吸收点和风扇壳体或中间壳体的外围之间的纵向轴线的力，这两个纵向力沿垂直于涡轮喷气发动机的纵向轴线并垂直于从涡轮喷气发动机的轴线指向所述支撑件的轴线的轴线偏置；
[0037]-所述第三悬挂紧固件安装在支撑件和风扇壳体或中间壳体的外箍之间，相对于中间平面对称，所述中间平面由纵向轴线以及从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向支撑件的纵向轴线的轴线限定；
[0038]-所述第三悬挂紧固件包括至少一个闩杆，所述闩杆在其上游端通过轭连接至固定在支撑件上的安装支撑件，并且在其下游端通过闩支撑件连接至中间壳体或风扇壳体；
[0039]-所述第二悬挂紧固件可以配置成吸收围绕从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向支撑件的纵向轴线的轴线的力矩；
[0040]-所述悬挂紧固件包括备用的力路径，以防主力路径损坏；
[0041]-所述悬挂紧固件包括双重的力路径，以防这些路径中的其中一个损坏；
[0042]本发明还涉及一种飞行器，包括至少一个前面介绍的推进组件。
【专利附图】
【附图说明】
[0043]根据如下描述并参照附图，将明白本发明的其他特征和优点，其中:
[0044]图1是根据本发明的第一实施例的包括悬挂组件的飞行器推进组件的剖视图；
[0045]图2是图1的飞行器推进组件的立体视图；
[0046]图3是从推进组件的下游看，插置在涡轮喷气发动机的中间壳体的箍和图1的组件的挂架之间的悬挂紧固件的局部立体视图；
[0047]图4是图3中的插置在涡轮喷气发动机的中间壳体的箍和挂架之间的悬挂紧固件在纵向/横向平面的视图；
[0048]图5是从推进组件的上游看，插置在涡轮喷气发动机的中间壳体的箍和图1的组件的挂架之间的悬挂紧固件的轴向视图；
[0049]图6a和6b分别是根据本发明的第二实施例的包括悬挂组件的飞行器推进组件的剖视图和立体视图；
[0050]图7a和图7b分别是从推进组件的上游和下游来看，根据本发明的第三实施例的包括悬挂组件的飞行器推进组件的立体视图；
[0051]图8示出了推进组件的示意性剖视图，其中图3至7b的悬挂组件可以固定在此推进组件上；
[0052]图9示出了用于所描述的飞行器推进组件中的轴向系统。
【具体实施方式】
[0053]在所有这些图中，相同或相似的数字表示相同或相似的构件或构件组。[0054]参考图9，需要注意的是，说明书中特别定义了具有三个轴线X，Y，Z的坐标系，这三个轴线:
[0055]-X轴代表涡轮喷气发动机的纵向方向，
[0056]-Z轴方向代表从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向挂架的纵向轴线的方向，
[0057]-Y轴代表X和Z轴的正交方向。
[0058]当推进组件安装在机翼的下方时，Z轴基本竖向。
[0059]在下面的描述中，尽管推进组件以另外一种构型安装，例如安装在后机身，出于简化的需要，竖向轴线将依然沿用Z轴。
[0060]还需要注意的是，术语“上游”和“下游”指的是涡轮喷气发动机施加推力后飞行器的行进方向。
[0061]此外，以下的力和力矩将被认为是:
[0062]-Fx是沿基本平行于X轴的轴线的力，Mx是基本围绕该轴线的力矩。
[0063]-Fy是沿基本平行于Y轴的轴线的力，My是基本围绕该轴线的力矩。
[0064]-Fz是沿基本平行于Z轴的轴线的力，Mz是基本围绕该轴线的力矩。
[0065]在下面的描述中，术语“力”通常描述了扭力矩的要素“力”，由分别沿X，Y和Z轴的三个力和三个力矩组成。
[0066]相似地，在如下的描述中，沿三个主方向的力吸收和力矩吸收基本是指沿如上定义的三个方向X，Y和Z。
[0067]由于所述设计约束，关于这三个方向的有限的角度以下将不会改变悬挂的整体操作，并保持在本发明的范围内。
[0068]参考图1，可以看出根据本发明的第一实施例的用于飞行器的推进组件I的一部分。
[0069]通常来讲，飞行器推进组件I具体由发动机舱(未示出)、涡轮喷气发动机(未示出)、挂架10以及确保将涡轮喷气发动机安装在挂架10之下的悬挂组件100构成。
[0070]该飞行器推进组件I用于悬挂至飞行器的固定结构(未示出)，例如通过挂架10悬挂在机翼下方或在机身上。
[0071]对于挂架10，其表现为纵向刚性结构，更特别地，表现为一种结构:包括能够在涡轮喷气发动机和飞行器结构之间传递力的刚性箱体12。
[0072]该箱体12在竖向平面延伸，穿过平行于X方向的纵向轴线。
[0073]其由上翼梁和下翼梁13构成，通过侧板连接在一起。
[0074]挂架10进一步包括:从箱体12伸出的刚性结构14，该刚性结构14适用于连接至悬挂紧固系统110，该悬挂紧固系统110为之后将要描述的第一悬挂紧固件。
[0075]这样的结构14包括多个具有直角弯曲的分支14a，14b，适于安装在第一悬挂紧固件110上。
[0076]更具体地，其包括沿Y方向偏置的第一分支对14a，每个分支包括固定至第一悬挂紧固件110的第一部分，该第一部分沿Z方向延伸，并且由在平面XZ中延伸的第二部分延伸至箱体12。
[0077]还设置有沿Y方向偏置的第二分支对14b，每个分支包括固定在箱体12上的第一部分，该第一部分沿Z方向延伸，并且由在平面XZ平面中向上游延伸的第二部分朝第一悬挂紧固件110延伸。
[0078]该结构14适于确保力从第一悬挂紧固件110传递到挂架10。其设置的方式不限于所述示例，并且还可以考虑在不偏离本发明的范围内的其他未示出的设计。
[0079]特别地，悬挂紧固件110可以直接连接到挂架10。
[0080]更一般地，挂架10可以由适于确保扭力矩从悬挂组件传递至飞行器的任何等同元件所替代。
[0081]因而，每个悬挂紧固件可以直接地或通过中间结构连接至挂架10或其等同物，使得能够在不偏离本发明的范围内将扭力矩从悬挂紧固件传递至飞行器的其余部分。
[0082]图8通过非限制性示例的方式描述了本发明的涡轮喷气发动机2的环境。
[0083]涡轮喷气发动机2包括输送环形流的风扇42，其中，主流37供给驱动风扇42的涡轮喷气发动机，次流38喷出到大气中以为飞行器提供大量推力。
[0084]该风扇42容置在向下游引导次流38的风扇壳体34中。
[0085]该壳体34限定发动机舱内壁的一部分并具有基本环形箍的形状。
[0086]如其本身已知，该风扇壳体34适于围绕主要由转动轴组成的涡轮喷气发动机风扇42。
[0087]其可以承载多个气流校正叶片33，允许校正由风扇42产生的次气流38。
[0088]该风扇可转动地安装在固定毂43上，该固定毂可以通过位于叶片33上游或下游的多个固定臂32连接至风扇壳体34,也可以直接通过这些叶片33连接至风扇壳体34。
[0089]在第二种构型中，校正叶片33作为除了连接臂32之外或者代替连接臂32的力传递元件。
[0090]校正叶片33可以因而位于中间壳体30内，而不是位于风扇壳体34内。
[0091]风扇壳体34在其下游端连接至属于发动机舱中间段的中间壳体30。
[0092]由风扇产生的次气流38也穿过由中间壳体30形成的轮，图2和3中示出。
[0093]中间壳体30是结构型构件，其包括毂43、外环箍31以及可能的径向连接臂32和气流矫正器33，后者将毂连接至外箍31。该壳体30可以是或可以不是由多个部分制成。
[0094]在该中间壳体30的下游，次流38由潜在的反向器的外壁40和内壁39内部地限界。
[0095]内壁39围绕称为主壳体35的圆柱罩，该主壳体自身围绕涡轮喷气发动机2的主体，并且从中间壳体30的毂延伸至位于涡轮出口的排出壳体36。
[0096]该主壳体35的径向尺寸小于中间壳体30的外箍31。
[0097]不同的壳体可以固定在一起。
[0098]对于悬挂组件100，在不同的操作条件下，其能够将涡轮喷气发动机2的机械力和由涡轮喷气发动机2传递的来自于发动机舱的力传递至飞行器。
[0099]被考虑到的负载沿三个主方向(力和力矩)定向。
[0100]这些负载特别地是涡轮喷气发动机2的惯性负载、涡轮喷气发动机的推力、空气动力负载，或者甚至是围绕涡轮喷气发动机2的X轴的扭吸收。
[0101]在图1至5所示的第一实施例中，悬挂组件100包括:更特别地，安装在挂架10和中间壳体30的外箍31 (或风扇壳体34或主壳体35的前部)之间的如下的悬挂紧固件:
[0102]-至少一个悬挂紧固件140配置成吸收与第一悬挂紧固件110相关的沿着涡轮喷气发动机的纵向轴线的力矩Mx和沿涡轮喷气发动机的横向轴线的力Fy。
[0103]更特别地，多个悬挂紧固件140和第一悬挂紧固件110设置成吸收沿横向轴线的两个轴向力Fy，这些力沿竖向轴Z偏置。这些悬挂紧固件140将结合图1至5在下面进行描述。
[0104]-至少一个悬挂紧固件120，设置成吸收与第一悬挂紧固件110相关的沿涡轮喷气发动机的横向轴线的力矩My以及沿涡轮喷气发动机的X轴的力Fx。
[0105]更特别地，上游悬挂紧固件120和第一悬挂紧固件110配置成吸收沿纵向轴线的力Fx的力矩My，这些力Fx沿涡轮喷气发动机2的竖向轴线Z偏置。这些悬挂紧固件120将结合图1至5在下面进行描述。
[0106]-第一悬挂紧固件110包括至少一个用于吸收推力111，112的设备，所述紧固件110配置成吸收沿涡轮喷气发动机的竖向轴线的力矩Mz。
[0107]为了吸收围绕竖向轴线的力矩Mz，第一悬挂紧固件110配置成吸收沿X轴的力Fx,这些力Fx沿横向轴线Y偏置。
[0108]第一悬挂紧固件110还吸收紧固元件116的沿Z轴和Y轴的力Fz和Fy。
[0109]如上所述,第一悬挂紧固件110还与悬挂紧固件140相关联从而吸收力矩Mx和横向力Fy，并与悬挂紧固件120相关联从而吸收沿涡轮喷气发动机的横向轴线的力矩My和沿涡轮喷气发动机的轴线的力Fx。
[0110]下面结合图1至4来描述第一悬挂紧固件110。
[0111]在该可选的实施例中，第一悬挂紧固件110配置成吸收沿着竖向轴线的力矩Mz和沿着竖向轴线的力Fz。此外，该第一悬挂紧固件还配置成与悬挂紧固件120和140 —起来吸收力矩Mx和My以及力Fy和Fx。
[0112]更特别地，用于吸收悬挂紧固件110的推力的设备包括两个用于吸收推力的侧杆111，112，该侧杆在平面XZ内延伸。
[0113]这两个侧杆111，112对称地安装在中间平面XZ的两侧。
[0114]这些杆的上游端通过中间壳体30的中央部分上的锚固点安装，这些杆的下游端安装在轭114上。
[0115]每个侧杆111，112通过相应的支撑件211连接至中间壳体30。
[0116]每个支撑件211包括U型件221，用于与相应的闩杆111，112的两个U型件配合。
[0117]三个U型件例如通过适配的球型接头连接在一起，。
[0118]需要注意的是，还可以在每个闩杆111，112上布置U型件，并在每个相应的支撑件211上布置两个U型件。
[0119]每个侧杆111，112在其下游端处(例如通过球型接头)铰接在轭114上。
[0120]需要注意的是，还可以在每个杆111，112上布置两个U型件，并在相应的轭114上布置U型件。
[0121]轭114连接至梁113，例如通过垂直于轭114的平面并位于其中央的轴，或者其他任何合适的装置连接。
[0122]该轴于是固定至梁113的两个U型件115。
[0123]需要注意的是，还可以在轭114上设置两个U型件，以及在梁113上设置U型件。
[0124]对于梁113，其基本在平面XY内延伸，并且具有大致T形的截面。[0125]梁113吸收在闩元件116处沿着轴线Fy和Fz的力。
[0126]该闩元件116例如是:由安装在中间壳体30内的球形件环绕的纵向轴。
[0127]此外，梁113连接至挂架10，例如通过刚性结构14连接，该刚性结构由上述结合图1描述的两对刚性分支对14a，14b构成。通过螺栓或者可能通过安全销来确保这种连接。
[0128]为了确保备援，可以设置能够提供双重力路径的系统。
[0129]这样的系统可以包括:如图1至4所示的，双重的用于吸收推力的杆111，112:分别还有一个平行的并沿Y轴偏置的相同的杆Illa和112a。
[0130]与上述杆111和112 —样(图2尤其示出了安装杆Illa的支撑件221和相关联的U型件22a)，将杆111a，112a通过轭114固定至梁113。
[0131]轭114于是例如设置在两个叠加部分内，通过包括实心销和环绕中空销，使轴和中央销是双重的。
[0132]这些轭114还包括用于限制转动的止挡。
[0133]梁113还可以由通过固定装置连接的两个部分构成，这种连接可以例如是在梁的上游部分内的XZ平面内，和在梁的下游部分内的XY平面内。
[0134]更具体地参照图1至5，悬挂紧固件120和两个悬挂紧固件140安装在中间壳体30的外箍31的外围,位于该箍31或风扇壳体34的下游端。三个悬挂紧固件120，140因而在风扇壳体34或中间壳体30的外箍31的外围的上部分上聚团。
[0135]参照图1，2和4，关于悬挂紧固件120，该悬挂紧固件120沿发动机舱支架10的轴线安装在风扇壳体34或中间壳体30的外箍31的外围上，即在风扇壳体34或中间壳体30的外箍31的最高点位置。
[0136]其在平面XZ内延伸，在上游端连接至挂架10的箱体12的上游，在下游端连接至风扇壳体34或中间壳体30的外箍31的外围。
[0137]对于所有描述的实施例，该悬挂紧固件120可以指向挂架10的上游或下游。
[0138]例如通过与轭150相关联的两个杆121a和121b，实现了来自于悬挂紧固件120双重的力传递。轭150自身可以设有用于限制当杆断裂时转动的系统。
[0139]该轭150设计成即使损坏也不会失效。
[0140]在不偏离本发明的范围内，可以有获得双重力路径的其他方式，例如，一个安装成没有间隙的杆和一个安装成有间隙的杆，从而有间隙的杆不会被激活，除非另一个杆的力路径损坏。
[0141]该悬挂紧固件120包括两个杆121a和121b。
[0142]这些平行的闩杆121a，121b在平面XZ内延伸，其下游端通过轭150连接至固定至挂架150的箱体12的下翼梁的安装支撑件，其上游端通过闩支撑件170连接至风扇壳体34或中间壳体30的外箍31，或相反配置。
[0143]闩杆121a，121b在其下游端通过球型接头连接件铰接在轭150上。
[0144]轭150接着通过安装支撑件151安装在箱体12的下翼梁13的上游端上。轭150相对于该支撑件151沿其中央轴线(基本沿Z方向)枢转地安装。
[0145]如上所述，轭150设有用于限制围绕其中央轴线转动的系统，例如，通过安装轴或销使得在轭和支撑件151的外支脚之间有间隙。
[0146]进一步地，安装支撑件151通过沿Z方向的多个连接件以及可选的安全销被整个固定至挂架10的箱体12的下翼梁13的上游端。
[0147]如图2和4所示，特别地，闩支撑件170通过合适的安装装置被安装在外箍31的外围。这些闩支撑件170特别地与风扇壳体34或中间壳体30的外箍31成形为一体。
[0148]闩支撑件170可以是、或不是双重的，从而支撑每个闩杆121a，121。
[0149]每个支撑件170包括两个平行的U型件171，这两个U型件沿Y轴偏置，适于与布置在相应的悬挂紧固件120的杆121a，121b的下游端上的U型件配合。
[0150]这三个U型件连接在一起,例如,通过合适的球型接头。
[0151]需要注意的是，还可以在每个闩杆121a，121b上设置两个U型件，并在相应的闩支撑件上设置U型件。
[0152]更具体地参照图2，4和5，两个悬挂紧固件140a，140b相对于中间平面XZ对称设
置并沿Y轴偏置。
[0153]这两个悬挂紧固件140a，140b在平面YZ内延伸，一个端部连接至挂架10的箱体12的上游,另一个相对端连接至风扇壳体34或中间壳体30的外箍31的外围。
[0154]这两个悬挂紧固件140a，140b的其中之一为备用路径，例如安装成有间隙，以防另一个悬挂紧固件140，140b破坏。
[0155]任何其他备援系统，例如双杆，不在本发明的范围内，这两个杆140a，140b作为与悬挂紧固件140的原理相关的备援功能的一个实施例。
[0156]结合这些附图将描述一个单独的悬挂紧固件140a。
[0157]其包括在平面YZ内延伸的闩杆141a，该闩杆的一端安装至闩支撑件160a，该闩支撑件160a固定至风扇壳体34或中间壳体30的外箍31,该闩杆的相对端安装至闩支撑件160b，该闩支撑件160b固定至挂架10的下翼梁13。
[0158]每个支撑件160a包括两个U型件161a，用于与布置在相应的悬挂紧固件140a的杆141a的端部的U型件配合。
[0159]这三个U型件连接在一起,例如,通过合适的球形接头。
[0160]需要注意的是，还可以在每个杆141a上设置两个U型件，且在每个支撑件160a，160b上设置U型件。
[0161]在不偏离本发明的范围内，还可以考虑额外的悬挂紧固件。
[0162]接着将结合图6a，6b和7a，7b来分别描述两个其他的实施例。
[0163]在这两个实施例中，设想可以采用双重的悬挂紧固件120或悬挂紧固件140(如图1至5所示)。
[0164]参照图6a和6b，第二实施例提供了如下的悬挂组件100:
[0165]-这对悬挂紧固件140是双重的，并且该组件配置成吸收沿涡轮喷气发动机的竖向轴线的力矩Mz，并与第一悬挂紧固件110相关联，还吸收沿涡轮喷气发动机的纵向轴线的力矩Mx和横向力Fy ；
[0166]-第二悬挂紧固件120，其吸收沿与第一悬挂紧固件110相关联的横向轴线的力矩My,并且与图1至5所述的紧固件等同；
[0167]-第一悬挂紧固件110配置成吸收沿竖向方向的力Fz，并且与一对悬挂紧固件140相关联，吸收力矩Mx和力Fy，并且与第二悬挂紧固件120相关联，吸收力矩My和力Fx。
[0168]如图6a至6b所示，两对悬挂紧固件140和240安装在风扇壳体34或中间壳体30的箍31上。
[0169]两对悬挂紧固件140和240沿X轴偏置并在平面XY中对称。
[0170]每对悬挂紧固件140/240包括实施中的悬挂紧固件和备用的悬挂紧固件，以防该实施中的悬挂紧固件损坏。力路径的备援还可以通过上述装置以外的其他方式来确保。
[0171]与图1至5有关的悬挂紧固件140a和140b的描述，适用于该第二实施例中的每对紧固件140a, 140b和240a, 240b (未示出)。
[0172]关于第一悬挂紧固件110，在此简化。
[0173]其不再配置成吸收力矩Mz。
[0174]更具体地，吸收推力的设备与结合图1至5描述的设备相同。
[0175]用于吸收推力的两个侧杆111，112在平面XZ内延伸，在其下游端通过轭117和梁113安装至挂架10 (通过刚性结构14)。
[0176]为了确保系统的备援，可以设置用于使力路径双重的系统。
[0177]参照图7a和7b，第三实施例提供了如下悬挂组件100:
[0178]-吸收沿横向轴线的力矩Mx的一对悬挂紧固件140，其与第一悬挂紧固件110关联，并与结合图1至5描述的紧固件等同。
[0179]-第二悬挂紧固件120是双重的，并且该组件配置成吸收沿涡轮喷气发动机竖向轴线的力矩Mz，并且与悬挂紧固件110相关联，它还吸收力矩My和力Fx ；
[0180]-第一悬挂紧固件110配置成吸收沿竖向方向的力Fz，并且与一对悬挂紧固件140相关联，吸收力矩Mx和力Fy，并且与第二悬挂紧固件120相关联，吸收力矩My和力Fx。
[0181]悬挂紧固件120因而是双重的，配置成沿纵向轴线吸收在挂架10的箱体12的一个点和风扇壳体34或中间壳体30的外围之间的两个力,这两个纵向力沿涡轮喷气发动机的横向轴Y偏置。
[0182]进一步地，在该实施例中，第一悬挂紧固件110等同于与图6a至6b有关的紧固件。
[0183]图7a和7b的实施例示出了悬挂紧固件120，220的一个实施例。
[0184]形成一对悬挂紧固件120和一对悬挂紧固件220的四个等同的悬挂紧固件安装在风扇壳体34或中间壳体30的外箍31的外围上。
[0185]这些悬挂紧固件120，220相对于中间平面XZ对称地成对安装。
[0186]每对紧固件因而从其外围侧端开始沿Y方向偏置，特别是沿挂架10的箱体12的宽度方向偏置。
[0187]四个悬挂紧固件120,220因而在风扇壳体34或中间壳体30的外箍31的外围的
上部分聚团。
[0188]结合图1至5所述的悬挂紧固件120分别适用于该实施例的每对悬挂紧固件120和 220。
[0189]与闩系统相关联的这组杆120，220设计成备援的。力路径上的任何元件的损坏都不会导致该力路径完全损坏。该力路径备援还可以通过除了上面描述的其他方法来实现。
[0190]对于不同的悬挂紧固件，对于所有描述的实施例来说，他们可以根据技术人员所知的任何形式来实现，例如，可以是用于与杆配合的束缚组件，轭组件以及连接件组件，或者甚至是安全销型的接合系统。[0191]对于所有描述的实施例，这些悬挂紧固件还可以设置有确保力(力和力矩)的传递的备援的系统，例如，双重力路径，备用力路径，故障保护轴，也就是与容置于同轴套筒中的主连接轴配合，以在主连接轴或套筒或其他任何部件损坏的情况下确保力的传递。
[0192]对于不同的可选实施例,悬挂组件100通常是均衡(isostatique)的。
[0193]在这样的悬挂组件100中，固定至排气壳体41和/或涡轮喷气发动机的主壳体40的后部分的任何悬挂紧固件都是可移除的。
[0194]根据本发明，有了该悬挂组件100，负载的组合(力和力矩)在涡轮喷气发动机的上游平面内被吸收。
[0195]在涡轮喷气发动机的主壳体的后部分上或者在排气壳体上没有任何悬挂紧固件，这会相当大地降低涡轮喷气发动机的变形，特别是降低涡轮喷气发动机在不同的操作环境下的弯曲度。
[0196]涡轮喷气发动机的转动部件和相应的壳体之间的接触也减少了，因而改善了涡轮喷气发动机的使用寿命。
[0197]此外，位于第二流道内的悬挂紧固件的数量也减少了，该通道中的这些悬挂紧固件产生的干扰也随之减少，这使得推进组件的性能得到提升。
[0198]尽管已经结合特定的实施例对本发明进行了描述，很显然本发明并不仅限于此，而是涵盖了在本发明范围内的所描述的方案的所有技术等同物以及其组合。
【权利要求】
1.一种飞行器推进组件，包括涡轮喷气发动机(2)、支撑件(10)以及插置在所述支撑件(10)和所述涡轮喷气发动机之间的悬挂组件(100)，所述支撑件确保扭力矩从所述悬挂组件(100)传递至飞行器，所述悬挂组件(100)的上游部分安装在中间壳体(30)上，位于主壳体(35)或风扇壳体(34)的上游，并且所述悬挂组件(100)的下游部分安装在所述支撑件(10)上，其特征在于，所述悬挂组件(100)包括如下悬挂紧固件: -包括至少一个用于吸收推力的设备(111，112)的第一悬挂紧固件(110)，所述第一悬挂紧固件(110)配置成吸收沿从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向支撑件(10)的纵向轴线的轴线的力， -至少一个第二悬挂紧固件(140，140a)，所述第二悬挂紧固件(140，140a)与所述第一悬挂紧固件(110)相关联，配置成吸收沿涡轮喷气发动机的纵向轴线的力矩，并吸收沿垂直于涡轮喷气发动机的纵向轴线并垂直于从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向支撑件(10)的纵向轴线的轴线的力， -至少一个第三悬挂紧固件(120)，所述第三悬挂紧固件(120)与第一悬挂紧固件(110)相关联，配置成吸收沿垂直于涡轮喷气发动机的纵向轴线并垂直于从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向支撑件(10)的纵向轴线的轴线的力矩，并吸收沿涡轮喷气发动机的纵向轴线的力， 取决于第一或第二或第三悬挂紧固件各自的配置情况，沿从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向支撑件(10)的纵向轴线的轴线的力矩被第一或第二或第三悬挂紧固件吸收。
2.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述悬挂组件为均衡的。
3.根据权利要求1或2所述的组件，其特征在于，所述至少一个第二悬挂紧固件(140a, 140b)和所述第一悬挂紧固件(110)被配置成吸收沿垂直于涡轮喷气发动机的纵向轴线并垂直于从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向支撑件(10)的纵向轴线的轴线的力，这些力沿从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向所述支撑件(10)的纵向轴线的方向偏置，从而吸收围绕涡轮喷气发动机(2)的纵向轴线的力矩。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的组件，其特征在于，所述至少一个第三悬挂紧固件(120)和所述第一悬挂紧固件(110)被配置成吸收沿涡轮喷气发动机的纵向轴线的力，这些力沿从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向所述支撑件(10)的纵向轴线的方向偏置，并吸收围绕垂直于涡轮喷气发动机的纵向轴线并垂直于从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向所述支撑件(10)的纵向轴线的轴线的力矩。
5.根据权利要求4所述的组件，其特征在于，所述第三悬挂紧固件(120)安装在所述涡轮喷气发动机(2)的支撑件(10)的轴线处。
6.根据权利要求1至5中任一项所述的组件，其特征在于，所述第一悬挂紧固件(110)被配置成吸收沿纵向方向的力，这些力沿垂直于涡轮喷气发动机的纵向轴线并垂直于从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向所述支撑件(10)的纵向轴线的方向偏置，并吸收围绕从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向所述支撑件(10)的纵向轴线的轴线的力矩。
7.根据权利要求1或2所述的组件，其特征在于，所述第二悬挂紧固件(140，240)和/或第三悬挂紧固件(120，220)是双重的。
8.根据权利要求7所述的组件，其特征在于，所述第三悬挂紧固件(120，220)被配置成吸收围绕从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向支撑件(10)的纵向轴线的轴线的力矩。
9.根据权利要求8所述的组件，其特征在于，所述第三悬挂紧固件(120，220)被配置成吸收沿推力吸收设备的力吸收点和风扇壳体(34)或中间壳体(30)的外围之间的纵向轴线的力，这些纵向力沿垂直于涡轮喷气发动机的纵向轴线并垂直于从涡轮喷气发动机的轴线指向所述支撑件(10)的轴线的轴线偏置。
10.根据权利要求8或9所述的组件，其特征在于，所述第三悬挂紧固件(120，220)安装在支撑件(10)和风扇壳体(34)或中间壳体(30)的外箍之间，相对于中间平面对称，所述中间平面由纵向轴线以及从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向支撑件(10)的纵向轴线的轴线限定。
11.根据前述权利要求中任一项所述的组件，其特征在于，所述第三悬挂紧固件(120，220)包括至少一个闩杆(121，221)，所述闩杆在其上游端通过轭(150)连接至固定在支撑件(10)上的安装支撑件，并且在其下游端通过闩支撑件(170，180)连接至中间壳体(30)或风扇壳体(34)。
12.根据权利要求7所述的组件，其特征在于，所述第二悬挂紧固件(140，240)能够被配置成吸收围绕从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向支撑件(10)的纵向轴线的轴线的力矩。
13.根据前述权利要求中任一项所述的组件，其特征在于，所述悬挂紧固件(110, 120, 140, 210, 220)包括备用的力路径，以防主力路径损坏。
14.根据前述权利要求中任一项所述的组件，其特征在于，所述悬挂紧固件(110, 120, 140,210, 220)包括双重的力路径，以防这些路径中的其中一个损坏。
15.一种飞行器，包 括至少一个根据前述权利要求中任一项所述的推进组件(I)。
【文档编号】B64D27/26GK103842252SQ201280048388
【公开日】2014年6月4日 申请日期:2012年10月5日 优先权日:2011年10月6日
【发明者】尼古拉斯·德泽斯特 申请人:埃尔塞乐公司