專利名稱：航空器發(fā)動機(jī)組件的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明通常涉及一種如下類型的航空器發(fā)動機(jī)組件，其包括 渦輪噴氣發(fā)動機(jī)、固定架以及插在該固定架與渦輪噴氣發(fā)動機(jī)之間 的多個(gè)發(fā)動4幾附件。
背景技術(shù)：
以已知的方式，這種類型的發(fā)動才幾固定架^皮i殳置成在渦4侖噴氣 發(fā)動機(jī)類型的發(fā)動機(jī)與裝備有該組件的航空器機(jī)翼之間形成連接 界面。它使得由其相關(guān)渦輪噴氣發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的載荷被傳遞至機(jī)身， 并且還在發(fā)動才幾與4亢空器之間提供了用于燃油管、電氣和液壓系 統(tǒng)、以及空氣的^各徑。為了保證載荷傳遞，發(fā)動機(jī)機(jī)架包括剛性結(jié)構(gòu)(例如，"箱體" 類型的)，即，通過經(jīng)由橫向肋4妄合在一起的翼梁和側(cè)板的組裝而 形成。安裝系統(tǒng)插入在發(fā)動才幾與發(fā)動扭4幾架的剛性結(jié)構(gòu)之間，總體上 該系統(tǒng)包括多個(gè)發(fā)動才幾附件，該多個(gè)發(fā)動才幾附件通常^皮分成為與發(fā) 動才幾的風(fēng)扇殼體或中心發(fā)動才幾殼體一體的前部和后部附件。另外，安裝系統(tǒng)包括用于傳輸由發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的推力載荷的推力 機(jī)架裝置。在現(xiàn)有技術(shù)中，該裝置具有例如兩個(gè)側(cè)推力連桿的形式，至安裝在發(fā)動機(jī)機(jī)架的剛性結(jié)構(gòu)上的附件，例如后附件。應(yīng)該知道，指定發(fā)動才幾才幾架與4翁入在該發(fā)動才幾才幾架與力元空器才幾 翼之間的第二安裝系統(tǒng)相關(guān)聯(lián)，該第二系統(tǒng)通常由兩個(gè)或三個(gè)附件構(gòu)成。最后，發(fā)動機(jī)機(jī)架具有用以在承載氣動整流罩的同時(shí)分離和支 撐不同系統(tǒng)的輔助結(jié)構(gòu)。盡管存在推力機(jī)架裝置，但以本領(lǐng)域技術(shù)人員已知的方式，發(fā) 動機(jī)產(chǎn)生的這些載荷通?；蚨嗷蛏俚貙?dǎo)致所述發(fā)動機(jī)明顯的縱向 彎曲，即，由沿4元空器的;f黃向方向施加的扭矩產(chǎn)生的彎曲。當(dāng)這種縱向彎曲發(fā)生時(shí)，具體地，在4元空器的巡4元階^:期間發(fā) 生時(shí)，則在旋轉(zhuǎn)的壓縮機(jī)和渦輪葉片與發(fā)動機(jī)的中心風(fēng)扇殼體之間 遭遇增大的摩4察。而且，應(yīng)該注意，上述縱向彎曲現(xiàn)象及其導(dǎo)致的旋轉(zhuǎn)葉片的摩 擦現(xiàn)象，由于以下事實(shí)變得極為明顯，即，在當(dāng)前渦輪噴氣發(fā)動機(jī) 方面，對于日益增長的旁通比的4笨求不可避免地4吏得i殳計(jì)者相對于 渦輪噴氣發(fā)動才幾芯的直徑增加風(fēng)扇的直徑。所遭遇摩擦的主要后果在于發(fā)動機(jī)的早期磨損，其對于該發(fā)動 機(jī)的壽命及其性能必然有害。在另一情況中，其中，提供了適當(dāng)操 作間隙以使得幾乎不存在由縱向彎曲導(dǎo)致的任何接觸，這樣就極大 降低了發(fā)動機(jī)的輸出。因此，為了解決這個(gè)問題，已經(jīng)才是出了實(shí)施包括第一前部發(fā)動 才幾附件和第二前部發(fā)動4幾附件的多個(gè)發(fā)動才幾附件的方案，這兩個(gè)前才幾及其垂直方向所限定的平面對稱地J殳置，第一和第二前部發(fā)動枳^ 附件的每個(gè)被設(shè)計(jì)成用于傳遞沿渦輪噴氣發(fā)動才幾的縱向方向以及 沿其垂直方向施力O的載荷。將第一和第二前部發(fā)動機(jī)附件設(shè)置在風(fēng)扇殼體上提供了使它 們彼此極大地隔離的可能性。由于以下事實(shí)，即，與其中設(shè)置在中 心殼體附近的發(fā)動機(jī)附件不能彼此遠(yuǎn)離的傳統(tǒng)方案中遇到的載荷 相比，第 一和第二前部發(fā)動機(jī)附件必須傳遞的與給定軸線中的某一 力矩相關(guān)的載荷必然被削弱，所以這種有效隔離具有能夠顯著減小 這些發(fā)動機(jī)附件尺寸的優(yōu)點(diǎn)。而且，在不再需要存在具有側(cè)推力連桿的推力支架裝置這種類 型的布置的情況下，基本上借助于第一和第二前部發(fā)動機(jī)附件在風(fēng)為，保持在發(fā)動機(jī)機(jī)架與中心殼體或排氣殼體之間的唯一連桿優(yōu)選 由后部發(fā)動機(jī)附件形成，其主要作用是限制渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的后部 零件的垂直震動。因此，發(fā)動機(jī)附件的這種具體布置導(dǎo)致在中心殼體水平面處所 遭遇的彎曲極大地減少，無論該彎曲是由于渦輪噴氣發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的 推力載荷導(dǎo)致的，還是由于在航空器飛行的各個(gè)階段期間可能遇到 的艱《風(fēng)導(dǎo)致的。因此，在彎曲方面的前述減少導(dǎo)致旋轉(zhuǎn)的壓縮才幾和渦4侖葉片與 中心發(fā)動機(jī)機(jī)架之間摩擦的極大降低，并因此極大地限制由于這些 葉片的磨損而導(dǎo)致的輸出功率損失。然而，必須注意，到此為止沒有^f壬何設(shè)計(jì)已顯示出其本身完全 適合于第一和第二前部發(fā)動機(jī)附件(稱為側(cè)前部附件)。實(shí)際上，已知方案中遇到的問題首先主要是由這些附件的較大尺寸引起的， 具體地是由于U形夾/連桿型組件的使用而引起的，其次是由于出 現(xiàn)在剪切銷水平面處的極大彎曲現(xiàn)象引起的，該剪切銷被橫向定位發(fā)明內(nèi)容因此，本發(fā)明的目的是提出一種航空器組件，該航空器組件至 少部分地解決與現(xiàn)有技術(shù)實(shí)施例相關(guān)的上述缺陷，并且還^是出了一 種具有至少一個(gè)所述組件的航空器。為此目的，本發(fā)明的主題是航空器發(fā)動機(jī)組件，其包括渦輪 噴氣發(fā)動才幾、發(fā)動才幾才幾架、以及插入在發(fā)動枳4幾架與渦4侖發(fā)動才幾之 間的多個(gè)發(fā)動機(jī)附件，所述多個(gè)發(fā)動機(jī)附件包括第一前部發(fā)動機(jī)附 件和第二前部發(fā)動機(jī)附件，該第一前部發(fā)動機(jī)附件和第二前部發(fā)動機(jī)附件固定至渦4侖噴氣發(fā)動機(jī)的風(fēng)扇殼體并且關(guān)于由渦4侖噴氣發(fā) 動才幾的纟從向軸線及其垂直方向所限定的平面7t稱地/沒置，這些第一 和第二前部發(fā)動才幾附^牛的每個(gè)一皮^殳計(jì)成用于^專遞沿渦4侖噴氣發(fā)動 才幾的縱向方向及其垂直方向施加的載荷，并且每個(gè)包括沿渦4侖噴氣 發(fā)動機(jī)的沖黃向方向定向且安裝在風(fēng)扇殼體上的剪切銷，以及固定在 發(fā)動機(jī)機(jī)架上且具有兩個(gè)壁的U形夾。根據(jù)本發(fā)明，對于第一和第 二前部發(fā)動才幾中的每個(gè)而言，剪切銷穿過U形夾的兩個(gè)壁。因此，在這種類型布置的情況中，第一和第二前部發(fā)動機(jī)附件 非常緊湊，因?yàn)椴辉傩枰哂信cU形夾協(xié)作的連桿(如現(xiàn)有技術(shù)實(shí) 施例中的情況那樣)，這是因?yàn)楝F(xiàn)在是剪切銷與該U形夾直接協(xié)作。 因此，除在前部附件的緊湊性方面獲益以外，還在質(zhì)量與成本方面狄並。而且，銷因此沿橫向方向穿過U形夾的彼此遠(yuǎn)離設(shè)置的兩個(gè)壁。因此，在剪切銷的分別與u形夾的壁相互作用的兩個(gè)不同點(diǎn)處，剪切銷被相反方向的兩個(gè)載荷要求，這可以有利地實(shí)現(xiàn)銷的平衡， 這轉(zhuǎn)變成先前當(dāng)剪切銷在單個(gè)點(diǎn)中被u形夾/連桿組件的連桿要求 時(shí)遭遇的彎曲效果的極大減小。優(yōu)選地，發(fā)動才幾組件還包括5求窩4妄頭，該J求窩4妄頭具有固定在 風(fēng)扇殼體上的外殼以及支撐剪切銷的球窩接頭軛。在這種布置的情遞應(yīng)力，這是因?yàn)樵谶@種情況下，球窩接頭軛與剪切銷成一體，剪 切銷將會移動至形成于殼體中的其相關(guān)外殼中。因此，上述球窩接 頭的存在意味著，風(fēng)扇殼體基本上免于受到不利影響，該不利影響 可能是由機(jī)械地連接至同 一風(fēng)扇殼體的剪切銷的彎曲所造成的。仍優(yōu)選地，剪切銷滑動地安裝在3求窩4妾頭軛中。這種類型的組 件具有以下優(yōu)點(diǎn)，即，允許銷與球窩接頭軛之間沿著銷的軸線所限 定的方向的相對移動。具體地，在某種意義上，在不經(jīng)受過應(yīng)力的 情況下，發(fā)動機(jī)在其與能夠滑入球窩接頭的剪切銷相連接的區(qū)域的 水平面處可變形。應(yīng)該知道，這個(gè)特性在發(fā)動4幾的延伸階^殳期間尤 其非常有利，這在風(fēng)扇殼體與每個(gè)側(cè)前部發(fā)動才幾附件的u形夾之間 產(chǎn)生不可忽略的隔離間隙。優(yōu)選地，多個(gè)附件還包括設(shè)計(jì)成用于傳遞沿渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的 垂直方向施加的載荷的后部發(fā)動機(jī)附件。優(yōu)選地，該后部發(fā)動機(jī)附 件被設(shè)計(jì)成用于〗義傳遞沿著渦4侖噴氣發(fā)動才幾的垂直方向施加的載 荷，并且多個(gè)發(fā)動機(jī)附件還包括第三前部發(fā)動機(jī)附件，該第三前部 發(fā)動機(jī)附件被固定至風(fēng)扇殼體以便被渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的縱向軸線 及其垂直方向所限定的前述平面穿過，第三前部發(fā)動4幾附件^皮設(shè)計(jì)成用于4又傳遞沿渦4侖噴氣發(fā)動才幾的4黃向方向施加的載荷。然后，在這種布置中，則可以設(shè)置成，使得第一、第二和第三 前部發(fā)動機(jī)附件被固定在風(fēng)扇殼體的圓周環(huán)形部上，這使第一、第 二和第三前部發(fā)動機(jī)附件能夠占據(jù)其中它們被極有利地彼此隔離 的^立置。優(yōu)選地，第一和第二發(fā)動才幾附件^皮渦4侖噴氣發(fā)動才幾的縱向軸線 及其橫向方向所限定的平面穿過。從而，由于載荷在渦輪噴氣發(fā)動 機(jī)的軸線處被傳遞，所以有利地，極大地降低了發(fā)動機(jī)零件的縱向彎曲。最后，應(yīng)該注意，可替換的實(shí)施方式包括i殳置成，〗吏得多個(gè)附件不包括上述第三前部附件，而是使得后部發(fā)動4幾附件祐:設(shè)計(jì)成還 用于傳遞沿渦4侖噴氣發(fā)動才幾的4黃向方向施加的載荷，同時(shí)具有獲得 多個(gè)發(fā)動機(jī)附件的目的，該多個(gè)發(fā)動機(jī)附件形成均衡組件系統(tǒng)并且 沒有用于傳遞推力載荷的具有側(cè)推力連桿形式的裝置。本發(fā)明的又一目的是一種力元空器，所述4元空器包括至少一個(gè)如 前面所述的發(fā)動才幾組件。本發(fā)明的其它優(yōu)點(diǎn)和特征將出現(xiàn)在下面提供的詳細(xì)的非限定 性描述中。


參照以下附圖進(jìn)行描述，附圖中圖1示出了根據(jù)本發(fā)明第一優(yōu)選實(shí)施例的航空器發(fā)動機(jī)組件的 沖既略側(cè)一見圖；圖2示出了圖1所示組件的渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的概略透視圖，為 了更清楚地示出發(fā)動機(jī)附件的布置，省略了發(fā)動機(jī)機(jī)架；圖3示出了與圖2所示相似的視圖，以本發(fā)明第二優(yōu)選實(shí)施例 的形式示出了該組件；圖4示出了圖1中所示組件的發(fā)動枳4幾架的透視圖；圖5示出了屬于圖1所示發(fā)動機(jī)組件的前部附件的詳細(xì)透視 圖；以及圖6示出了沿圖5中平面p'截取的該同一前部附件的部分截面圖。
具體實(shí)施方式
參考圖1,可看到4艮據(jù)本發(fā)明第一優(yōu)選實(shí)施例的^t空器發(fā)動枳^ 組件1，該組件1設(shè)計(jì)成固定在航空器機(jī)翼(未示出)下?？傮w上，發(fā)動機(jī)組件1包括渦輪噴氣發(fā)動機(jī)2、發(fā)動機(jī)機(jī)架4、 以及確保將渦輪噴氣發(fā)動機(jī)2固定在該發(fā)動機(jī)機(jī)架4之下的多個(gè)發(fā) 動才幾附件6a、 6b、 8、 9 (在圖1中，附件6b凈皮附件6a遮住)。應(yīng) 該注意，組件1設(shè)計(jì)成由艙(未示出)圍繞，并且應(yīng)該注意，發(fā)動 機(jī)機(jī)架4包括可以確保將該組件1懸掛在航空器機(jī)翼下的另一系列 附件(未示出)。在其它描述中，按照慣例，X表示平行于渦輪噴氣發(fā)動機(jī)2的 纟從向軸線5的方向，Y表示關(guān)于該同一渦專侖噴氣發(fā)動4幾2 4黃向定向 的方向，并且Z表示垂直方向或者高度方向，這三個(gè)方向4皮此正交。而且，術(shù)語"前部，，和"后部"應(yīng)^皮理解為與渦4侖噴氣發(fā)動枳j 2施加推力之后航空器的行進(jìn)方向相關(guān)的方向，該方向以箭頭7示 意性示出。在圖1中，可看出只示出了發(fā)動枳4幾架4的一個(gè)剛'f生結(jié)構(gòu)10。 該發(fā)動機(jī)機(jī)架4的未示出的其它組成元件(諸如，在承載氣動整流 罩的同時(shí)確保分離和支撐不同系統(tǒng)的輔助結(jié)構(gòu))是與現(xiàn)有技術(shù)中發(fā)此，將不再纟是供對這些元件的詳細(xì)描述。而且，渦4侖噴氣發(fā)動4幾2在前部具有限定環(huán)形風(fēng)扇管14的大 風(fēng)扇殼體12，并且朝向后部包括小尺寸的且包圍該渦輪噴氣發(fā)動機(jī) 芯的中心殼體16。最后，中心殼體16通過尺寸大于該中心殼體16 的排氣殼體17向后延伸。如圖1中所示，第一前部發(fā)動才幾附件6a與第二前部發(fā)動才幾附 件6b都^皮固定在風(fēng)扇殼體12上，關(guān)于由軸線5和方向Z限定的平 面P》于稱。實(shí)際上，現(xiàn)在參考圖2，可看出示意性示出的第一附件6a和第 二附件6b關(guān)于該平面P對稱地布置，并且優(yōu)選地，它們都安裝在 風(fēng)扇殼體12的圓周環(huán)形部上，并且更具體地，安裝在該圓周環(huán)形 部的后部上?？梢証人為，第一前部發(fā)動4幾附件6a和第二前部發(fā)動才幾附件6b 完全相反地位于具有風(fēng)扇殼體12的圓周外表面18的圓周環(huán)形部 上，以使得這些附件6a、 6b^皮縱向軸線5和方向Y限定的第二平 面P'穿過。如圖2中箭頭直"l妄示出的，第一和第二前部發(fā)動才幾附件6a、 6b 中的每個(gè)被設(shè)計(jì)成能夠傳遞渦輪噴氣發(fā)動機(jī)2沿方向X和沿方向Z 產(chǎn)生的載荷，^f旦是不傳遞沿方向Y施加的那些載荷。這樣，兩個(gè)附件6a、 6b彼此間隔較大距離，共同確保傳遞沿 X方向施加的力矩、以及沿Z方向施力。的力矩。仍然參考圖2，可看出，示意性示出了第三前部發(fā)動機(jī)附件8， 也固定在風(fēng)扇殼體12的圓周環(huán)形部上，并JU尤選;也，固定在該圓 周環(huán)形部的后部上。附件6a、 6b、 8借助于發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)件(未示出)固定在殼體 12的圓周環(huán)形部上，優(yōu)選地，布置在圓周環(huán)形部的后部上。但是， 還可能石並到發(fā)動才幾，其中結(jié)構(gòu)件更靠前地位于圓周環(huán)形部上，這意 味著附件6a、 6b、 8相比于發(fā)動機(jī)固定得更靠前，并仍然位于風(fēng)扇 殼體12的圓周環(huán)形部上。第三附件8位于風(fēng)扇殼體12的最高部分上，因此，位于圓周 環(huán)形部的最高部分上，并因此被以上所述的第 一平面P虛擬地穿過。 而且，優(yōu)選地，這三個(gè)附件6a、 6b、 8^皮平面YZ(未示出)穿過。如圖2中箭頭示意性地示出的，第三發(fā)動機(jī)附件8被設(shè)置成能 夠4又傳遞渦4侖噴氣發(fā)動4幾2沿Y方向產(chǎn)生的載荷，因此不能傳遞沿 方向X禾口 Z施力。的載^1。仍然參考圖2，可以看出，示意性示出了后部發(fā)動才幾附件9, 并且固定在剛性結(jié)構(gòu)10 (圖2中看不到)與排氣殼體17之間，優(yōu) 選地，固定于該排氣殼體17的具有最大直徑的部分處。應(yīng)該知道， 優(yōu)選地，該后部附件9纟皮第一平面P虛擬地通過。如圖2箭頭示意性;也示出的，后部發(fā)動才幾附件SH殳計(jì)成能夠4又 傳遞渦壽侖噴氣發(fā)動才幾2沿Z方向產(chǎn)生的載荷，因此不能4專遞沿方向 X和Y施加的載荷。這才羊，該附4牛9因而與兩個(gè)前部附件6a、 6b共同傳遞沿Y方向施力o的力頭巨。實(shí)質(zhì)上，該后部附件9可^皮不同地布置，即，布置在渦4侖噴氣 發(fā)動機(jī)2的中心殼體16上，優(yōu)選地，布置在其后部件上，或也可 以布置于中心殼體16與排氣殼體17之間的結(jié)合部20的水平面處。應(yīng)該注意，盡管在圖1和2中概略示出了發(fā)動機(jī)附件，但是必 須理解這些附件可以根據(jù)本領(lǐng)域技術(shù)人員已知的任何形式制造，例 如，諸如以與連桿和托架組件相關(guān)的形式制造。^旦是，前部附件6a、 6b的設(shè)計(jì)構(gòu)成了本發(fā)明的特征，并且以下將參考附圖5和6詳細(xì)描述。如前所述，與剛才描述的構(gòu)造相關(guān)的一個(gè)主要優(yōu)點(diǎn)在于以下事 實(shí)風(fēng)扇殼體12上的前部發(fā)動機(jī)附件6a、 6b、 8的具體位置極大 地減少了在航空器的各種飛行階段期間中心殼體16的彎曲，并因 此極大減少了由于壓縮機(jī)和渦輪葉片與該中心殼體的摩擦而產(chǎn)生 的磨損。而且，另一個(gè)優(yōu)點(diǎn)在于，在制造發(fā)動機(jī)期間減少可操作間 隙的可能性，并因此獲得較好輸出。參考圖4，可看到發(fā)動枳4幾架的一個(gè)實(shí)施例，其中只示出了剛 性結(jié)構(gòu)10。首先，必須-說明，該剛性結(jié)構(gòu)l(H皮，沒計(jì)成關(guān)于上述第一平面P對稱。該剛性結(jié)構(gòu)10包4舌中心4丑頭巨箱22，該中心4丑矩箱22沿X方 向/人結(jié)構(gòu)10的一端延伸至另一端，并基本上與該X方向平4亍。應(yīng) 該知道，該中心4丑矩箱22可通過經(jīng)由定向在平4亍平面YZ中的一黃月力(未示出)而彼此連接的上翼梁、下翼梁、和在平行平面XZ中沿x方向延伸的兩個(gè)側(cè)纟反(未注明)的組裝形成。而且，在該箱22的一個(gè)前端的水平面處，剛性結(jié)構(gòu)10支撐沿 Y方向在箱22的每側(cè)上突出的兩個(gè)橫向箱體24a、 24b。兩個(gè);f黃向箱體24a、 24b分別支撐兩個(gè)前部發(fā)動4幾附件6a、 6b, 并且優(yōu)選地，每個(gè)具有下殼板26a、 26b，這兩個(gè)下殼纟反一起限定具 有環(huán)形橫截面的基本為圓柱形的虛擬表面(未示出)的一部分，以 及平行于中心箱22并平行于渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的縱向軸線5的縱向 軸線34。換言之，這兩個(gè)下殼體26a、 26b的每個(gè)具有適于在其整個(gè)長度范圍內(nèi)使其本身圍繞該虛擬表面定位并與該虛擬表面^妾觸 的曲率。因此，總的來"i兌，這兩個(gè)4黃向箱體24a、 24b形成具有環(huán) 形橫截面的能夠圍繞并遠(yuǎn)離渦輪噴氣發(fā)動機(jī)2的中心殼體16定位 的基本圓柱形的封裝部/籠部。當(dāng)然，這種構(gòu)造促進(jìn)穿過組件l的輔 助空氣流的流動。而且，可以看出，前部發(fā)動才幾附件6a浮皮固定至碎黃向箱體24a 的前部封閉框架28a,而前部發(fā)動才幾附件6b與一黃向箱體24b的前部 封閉框架28b形成一體，如圖4中所圖示，圖4還示出了前部發(fā)動 機(jī)附件8安裝在箱22的前部封閉框架31上，框架28a、 28b、 31i殳置在相同平面YZ中。而且還4I:供了將前部發(fā)動才幾附件6a、 6b分別固定在封閉4反 48a、 48b上，平4亍于平面P'并iU尤選;MM皮該平面P'穿過，這些封 閉板48a、 48b分別封閉箱體24a的下部和箱體24b的下部，并因 此將殼板的下端與相關(guān)箱體的前部和后部封閉框架連接。參考圖3，可以看到根據(jù)本發(fā)明第二優(yōu)選實(shí)施例的航空器發(fā)動 才幾組件1 (發(fā)動枳4幾架未示出)。該組件與第一優(yōu)選實(shí)施例結(jié)構(gòu)中所述的組件相似。因此，具有 相同參考標(biāo)號的元件指相同或相應(yīng)的元件。該第二優(yōu)選實(shí)施例所示出的主要區(qū)別包4舌去除了第三前部發(fā) 動機(jī)附件、并且認(rèn)為后部發(fā)動機(jī)附件9確保不〗又傳遞沿方向Z施加 的載荷，而且還傳遞沿方向Y施加的載荷。因此，像第一優(yōu)選實(shí)施例一樣，該第二優(yōu)選實(shí)施例提供了一種 替換方式，使其可獲得形成均衡組件系統(tǒng)的多個(gè)發(fā)動機(jī)附件?，F(xiàn)在參考圖5和6，其中示出了側(cè)前部發(fā)動才幾附件6a，該側(cè)前 部發(fā)動才幾附件6a與側(cè)前部發(fā)動才幾附4牛6b相同，并且當(dāng)然關(guān)于平面 P與側(cè)前部發(fā)動才幾附件6b對稱，可看出該前部發(fā)動才幾附件6a包招「 與橫向箱體24a的前部封閉框架28a和封閉板48a —體的U形夾 30，該U形夾30具有沿Y方向間隔的且沿平面XZ布置的兩個(gè)壁 或端板32a、 32b。這兩個(gè)壁每個(gè)均具有也沿方向Y定向的孔34a、 34b,并且剪 切銷36的外端連續(xù)穿過這兩個(gè)孔。更精確地，沿Y方向定向的剪 切銷36安裝于U形夾30的壁中，因此可認(rèn)為銷36與該U形夾成 一體。應(yīng)指出的是，為了滿足安全要求，壁和剪切銷可呈"雙重"型， 也被稱作"失效保護(hù)"功能。而且，如圖6中最佳示出的，剪切銷36包括機(jī)械地連接至風(fēng) 扇殼體12的內(nèi)端部。機(jī)械連接通過球窩接頭38實(shí)現(xiàn)，該球窩接頭 38包括安裝于風(fēng)扇殼體12中的外殼40，并且用于支撐被穿孔以容 納銷36內(nèi)端部的球窩接頭軛42。但是，此處優(yōu)選的是，將銷36滑 動地裝入球窩接頭軛42中，以使得這兩個(gè)元件可以沿著由組合的銷36的纟從向軸線與輒42的孔所限定的方向(因此，該方向與Y方 向一致)而相^j"移動。當(dāng)然，例的航空器發(fā)動機(jī)組件1進(jìn)行各種改變。具體地，在此方面，可以 具體說明發(fā)動機(jī)組件1是否具有適于安裝在^t空器機(jī)翼之下的構(gòu) 造，該組件l還可具有能夠使其安裝在同一機(jī)翼上方或甚至安裝在 航空器機(jī)身后部零件處的構(gòu)造。
權(quán)利要求
1.一種航空器發(fā)動機(jī)組件(1)，包括渦輪噴氣發(fā)動機(jī)(2)、發(fā)動機(jī)機(jī)架(4)、以及插入在所述發(fā)動機(jī)機(jī)架(4)與所述渦輪噴氣發(fā)動機(jī)(2)之間的多個(gè)發(fā)動機(jī)附件(6a、6b、8、9)，所述多個(gè)發(fā)動機(jī)附件(6a、6b、8、9)包括固定至所述渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的風(fēng)扇殼體(12)且關(guān)于由渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的縱向軸線(5)及其垂直方向(Z)限定的平面對稱地布置的第一前部發(fā)動機(jī)附件(6a)和第二前部發(fā)動機(jī)附件(6b)，所述第一和第二前部發(fā)動機(jī)附件(6a、6b)中的每一個(gè)被設(shè)計(jì)成用于傳遞沿所述渦輪噴氣發(fā)動機(jī)(2)的縱向方向(X)以及沿其垂直方向(Z)施加的載荷，并且每一個(gè)包括沿所述渦輪噴氣發(fā)動機(jī)(2)的橫向方向(Y)定向且安裝在所述風(fēng)扇殼體(12)上的剪切銷(36)，以及固定在所述發(fā)動機(jī)機(jī)架上且具有兩個(gè)壁(32a、32b)的U形夾(30)，其特征在于，對于所述第一和第二前部發(fā)動機(jī)附件(6a、6b)中的每一個(gè)，所述剪切銷(36)穿過所述U形夾(30)的兩個(gè)壁(32a、32b)。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的航空器發(fā)動機(jī)組件(1 ),其特征在于， 所述4元空器發(fā)動才幾組件還包括球窩接頭(38),所述球窩接頭 具有固定在所述風(fēng)扇殼體(12)上的外殼(40)、以及支撐所 述剪切銷(36)的球窩接頭軛(42)。
3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的航空器發(fā)動機(jī)組件(1 ),其特征在于， 所述剪切銷(36)滑動地安裝在所述球窩接頭軛(42)中。
4. 根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項(xiàng)所述的航空器發(fā)動機(jī)組件(1 ),其 特征在于，所述多個(gè)附件(6a、 6b、 8、 9)還包括后部發(fā)動機(jī)附件(9 )，所述后部發(fā)動4幾附件^皮，沒計(jì)成用于傳遞沿所述渦4侖 噴氣發(fā)動才幾(2)的垂直方向(Z)施力。的載^1。
5. 根據(jù)權(quán)利要求4所述的航空器發(fā)動機(jī)組件(1)，其特征在于， 所述后部發(fā)動才幾附件(9) ^C沒計(jì)成用于4又傳遞沿所述渦4侖噴 氣發(fā)動機(jī)(2)的垂直方向(Z)施加的載荷，并且所述多個(gè) 發(fā)動機(jī)附件(6a、 6b、 8、 9)還包括第三前部發(fā)動機(jī)附件(8), 所述第三前部發(fā)動才幾附件(8):故固定至所述風(fēng)扇殼體(12) 以侵j皮所述渦4侖噴氣發(fā)動才幾(2 )的縱向軸線(5 )及其垂直方 向所限定的所述平面穿過，所述第三前部發(fā)動機(jī)附件(8)設(shè) 計(jì)成用于僅傳遞沿所述渦輪噴氣發(fā)動機(jī)(2)的橫向方向(Y) 施力口的載荷。
6. 根據(jù)權(quán)利要求5所述的航空器發(fā)動機(jī)組件(1)，其特征在于， 所述第一、第二和第三前部發(fā)動4幾附4牛(6a、 6b、 8)固定在 所述風(fēng)扇殼體(12)的圓周環(huán)形部(18)上。
7. 根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項(xiàng)所述的航空器發(fā)動機(jī)組件(1 ),其 特4i在于，所述第一和第二前部發(fā)動4幾附件(6a、 6b)^皮所述 渦輪噴氣發(fā)動機(jī)(2)的縱向軸線(5)及其橫向方向(Y)所 限定的平面穿過。
8. 根據(jù)權(quán)利要求4所述的航空器發(fā)動機(jī)組件(1 )，其特征在于， 所述后部發(fā)動機(jī)附件(9)被設(shè)計(jì)成也用于傳遞沿所述渦輪噴 氣發(fā)動機(jī)(2)的橫向方向(Y)施加的載荷。
9. 根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項(xiàng)所述的航空器發(fā)動機(jī)組件(1 )，其 特征在于，所述后部發(fā)動機(jī)附件(9)固定在所述渦輪噴氣發(fā) 動機(jī)(2)的中心殼體(16)上。
10. 根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項(xiàng)所述的航空器發(fā)動機(jī)組件(1 ),其 特征在于，所述多個(gè)發(fā)動才幾附件(6a、 6b、 8、 9)形成均4紆組 件系統(tǒng)。
11. 一種航空器，其特征在于，所述航空器包括至少一個(gè)根據(jù)前述 權(quán)利要求中任一項(xiàng)所述的發(fā)動機(jī)組件(1 )。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種航空器發(fā)動機(jī)組件，其包括渦輪噴氣發(fā)動機(jī)、發(fā)動機(jī)機(jī)架以及多個(gè)發(fā)動機(jī)附件。多個(gè)發(fā)動機(jī)附件包括固定至風(fēng)扇殼體并且關(guān)于由渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的縱向軸線及其垂直方向所限定的平面對稱地設(shè)置的第一和第二前部發(fā)動機(jī)附件(6a、6b)，這兩個(gè)前部發(fā)動機(jī)附件被設(shè)計(jì)成用于傳遞沿渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的縱向方向以及沿其垂直方向施加的載荷。而且，這兩個(gè)前部附件中的每個(gè)包括安裝在殼體(12)上并且穿過U形夾(30)的兩個(gè)壁(32a、32b)的剪切銷(36)，所述U形夾(30)固定在發(fā)動機(jī)機(jī)架上。
文檔編號B64D27/26GK101277870SQ200680036242
公開日2008年10月1日 申請日期2006年9月26日 優(yōu)先權(quán)日2005年9月29日
發(fā)明者利昂內(nèi)爾·迪奧雄, 勞倫特·拉豐, 讓-米歇爾·塞陶特 申請人:法國空中客車公司