專利名稱：用于安裝飛行器發(fā)動機的整體結(jié)構(gòu)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明主要涉及飛行器發(fā)動機組件，并且更具體而言，涉及用于安裝和覆罩飛行
器發(fā)動機的結(jié)構(gòu)。
背景技術(shù)：
大型渦扇式發(fā)動機在起飛期間由于飛行器攻角和相對氣流速度而在進口 (inlet) 上承受提升力矩或傾翻力矩。此力施加到發(fā)動機結(jié)構(gòu)上，導致骨架(backbone)彎曲。骨架 彎曲導致渦輪機葉片尖端相對于殼體的間隙閉合，這引起摩擦和葉片尖端磨損。為了最大 限度地減少因骨架彎曲所引起的葉片尖端磨損，在飛行器設(shè)計中結(jié)合了葉片相對于殼體的 更大間隙，導致性能損失。 其它性能損失起因于支承從飛行器外掛架(pylon)或其它飛行器附屬物以懸臂 伸出的推進系統(tǒng)的質(zhì)量所需的機翼和外掛架結(jié)構(gòu)。 目前的設(shè)計實踐是通過螺栓連接的法蘭將發(fā)動機進口附接到風扇殼體上。風扇殼 體由附接到外掛架結(jié)構(gòu)上的風扇罩殼(cowl)所覆蓋。風扇殼體通過螺栓連接的法蘭附接 到風扇構(gòu)架容納軸承上，以通過常規(guī)安裝系統(tǒng)將發(fā)動機推力從風扇轉(zhuǎn)子傳輸?shù)酵鈷旒?，?安裝系統(tǒng)在其外徑和/或在風扇構(gòu)架轂處以12點鐘位置而附接到風扇構(gòu)架上。核心模塊 通過螺栓連接的法蘭而附接到風扇構(gòu)架的轂上。 推力反向器組件可附接到圍繞風扇構(gòu)架圓周的V形槽上，以及有時通過風扇構(gòu)架 轂圓周上的V形槽而進行附接。推力反向器組件可通過允許前后移動的鉸接凸耳(lug)而 附接到外掛架上。 發(fā)動機在其后端由附接到外掛架上的基座進行支承。推力連桿有時用來將發(fā)動機 推力傳輸?shù)酵鈷旒芙Y(jié)構(gòu)上且由此減小結(jié)構(gòu)中的彎曲力矩。進口傾翻力矩經(jīng)安裝系統(tǒng)傳輸?shù)?外掛架。 當風扇和進口組裝到其余發(fā)動結(jié)構(gòu)件上時，則認為大部分大型渦扇可準備進行安 裝。在發(fā)動機維護期間，風扇和進口可保持附接到發(fā)動機構(gòu)件上，盡管渦扇檢修實踐通常包 括整修發(fā)動機的核心模塊而有限地需要風扇模塊工作。因此，在發(fā)動機檢修程序期間移除 風扇模塊導致浪費了工場空間。由于貨機門洞限制和道路障礙物的原因，對于發(fā)動機運輸 可能要移除進口并常常需要移除風扇模塊。 在飛行器操縱期間，機艙(nacelle)可能承受沿軸向和周向二者不均勻地分布在 機艙表面上的所施加的機艙操縱力。所施加的機艙操縱力可顯著地使機艙和/或風扇殼 體偏斜和扭曲或橢圓化。通常，如圖l所示，以及下文更詳細地說明，這種所施加的機艙操 縱力圍繞機艙的圓周從進口傳輸?shù)斤L扇殼體，且之后經(jīng)風扇支柱傳輸?shù)胶诵臍んw，在此該 操縱力在前、后安裝連桿組處起反作用。該反作用力趨于使殼體彎曲并產(chǎn)生前述的不利影 響。此外，作用在發(fā)動機或機艙上的所有的力和扭矩都被傳遞到通常包括堅固結(jié)構(gòu)的外掛 架上。 因此，希望的是提供一種發(fā)動機機艙結(jié)構(gòu)，其減少了重量、骨架彎曲和所需的工場空間。

發(fā)明內(nèi)容
上述一種或多種需要可通過提供包括整體結(jié)構(gòu)的組件的示例性的實施例而得以
滿足。該示例性的整體結(jié)構(gòu)包括一體式機艙部分和支承結(jié)構(gòu)部分。機艙部分大體上包括圍 繞軸向中心線的旋轉(zhuǎn)體并包括進口區(qū)域和風扇殼體區(qū)域，該進口區(qū)域和風扇殼體區(qū)域共同 限定界定軸向通道的環(huán)形壁。該整體結(jié)構(gòu)還包括布置在軸向通道中的環(huán)形部件。多個徑向 元件從該環(huán)形部件延伸到環(huán)形壁。 支承結(jié)構(gòu)部分大體上沿軸向延伸，并且包括前段，該前段與機艙部分成為一體并
具有布置在環(huán)形壁的徑向外部的進口加強區(qū)域。支承結(jié)構(gòu)包括具有至少一個飛行器安裝區(qū) 域的后段。整體結(jié)構(gòu)可在該飛行器安裝區(qū)域處附接到相關(guān)聯(lián)的飛行器上。當安裝在相關(guān)聯(lián) 的飛行器上時，機艙部分和支承結(jié)構(gòu)部分共同形成第一負載通路，該第一負載通路可操作 以將所施加的機艙操縱力直接傳輸?shù)较嚓P(guān)聯(lián)的飛行器上。 在一個示例性的實施例中，該組件包括可選擇性地移除的燃氣渦輪發(fā)動機，該燃 氣渦輪發(fā)動機與整體結(jié)構(gòu)成支承連接地安裝，使得發(fā)動機中心線基本上與機艙部分的中心 線同延。該組件還包括第一組件，其在支承結(jié)構(gòu)部分的后段處將燃氣渦輪發(fā)動機安裝在整 體結(jié)構(gòu)上；以及位于燃氣渦輪發(fā)動機和環(huán)形部件之間的非剛性連接體(interface)，其非 剛性地將燃氣渦輪發(fā)動機安裝在環(huán)形部件上，其中，燃氣渦輪發(fā)動機基本上被隔離以免所 施加的機艙操縱力(當存在時)作用到其上。 在一個示例性的實施例中，組件包括飛行器和與該飛行器成支承連接地安裝的整 體結(jié)構(gòu)。該整體結(jié)構(gòu)包括一體式機艙部分和支承結(jié)構(gòu)部分。機艙部分通常包括圍繞軸向中 心線的旋轉(zhuǎn)體并包括進口區(qū)域和風扇殼體區(qū)域，該進口區(qū)域和風扇殼體區(qū)域共同限定界定 軸向通道的環(huán)形壁。該整體結(jié)構(gòu)還包括布置在軸向通道中的環(huán)形部件。多個徑向元件從環(huán) 形部件延伸到環(huán)形壁。支承結(jié)構(gòu)部分大體上沿軸向延伸，并包括前段，該前段與機艙部分成 為一體并具有布置在環(huán)形壁的徑向外部的進口加強區(qū)域。該支承結(jié)構(gòu)包括具有至少一個飛 行器安裝區(qū)域的后段。 —個示例性的實施例提供了一種將飛行器發(fā)動機安裝在相關(guān)聯(lián)的飛行器上的方 法。該示例性的方法包括提供一體式整體結(jié)構(gòu)；在后安裝區(qū)域處將燃氣渦輪發(fā)動機安裝 在該整體結(jié)構(gòu)上；以及在燃氣渦輪發(fā)動機和整體結(jié)構(gòu)之間的非剛性連接體處將燃氣渦輪發(fā) 動機與整體結(jié)構(gòu)非剛性地相連接。


視為本發(fā)明的主題在權(quán)利要求書中具體指出并清楚地主張權(quán)利。然而，通過參考
以下結(jié)合附圖的描述可最好地理解本發(fā)明，在附圖中 圖1是顯示現(xiàn)有技術(shù)的機艙/外掛架結(jié)構(gòu)的截面圖。 圖2是安裝在相關(guān)聯(lián)的飛行器的機翼上的示例性整體結(jié)構(gòu)和燃氣渦輪發(fā)動機組 件的示意圖。 圖3是安裝在相關(guān)聯(lián)的飛行器的機翼上的示例性整體結(jié)構(gòu)的從后向前看的視圖。
圖4是示例性的整體結(jié)構(gòu)的側(cè)視圖，局部以截面示出。
圖5是整體結(jié)構(gòu)和燃氣渦輪發(fā)動機組件的一個示例性實施例的側(cè)視圖，局部以截 面示出。 圖6是整體結(jié)構(gòu)和燃氣渦輪發(fā)動機的側(cè)視圖，局部以截面示出，示出了部分地拆 卸和移除燃氣渦輪發(fā)動機。 圖7是整體結(jié)構(gòu)和燃氣渦輪發(fā)動機組件的一個備選示例性實施例的側(cè)視圖，局部 以截面示出。 圖8是圖7所示的示例性實施例的從后向前看的視圖。零件清單10組件12整體 結(jié)構(gòu)13飛行器14機艙部分16支承結(jié)構(gòu)部分18旋轉(zhuǎn)體20軸向中心線22進口區(qū)域24風 扇殼體區(qū)域26環(huán)形壁28軸向通道30環(huán)形部件34徑向元件38風扇組件40前段42進口 加強區(qū)域44后段48安裝區(qū)域50第一負載通路60推力反向器組件70燃氣渦輪發(fā)動機組 件72第一安裝組件74渦輪環(huán)76發(fā)動機安裝部位78后構(gòu)架吊掛裝置80非剛性連接體82 容納系統(tǒng)84壓縮機進口 90下支承部件92下負載通路94負載傳遞組件96前表面98V形 槽/V形葉片裝置100推力連桿104向后移置120機艙122進口 124接頭125風扇殼體126 中間減阻裝置(faring) 128后減阻裝置130風扇管道外壁132內(nèi)核心罩殼134支柱136核 心殼體140外掛架142外掛架-飛行器安裝固定件144外掛架-飛行器安裝固定件146前 延伸部分147鉸鏈148鉸鏈152安裝連桿154安裝連桿156安裝連桿
具體實施例方式
圖1示出了如本領(lǐng)域所公知的典型發(fā)動機安裝裝置。機艙120包括進口 122，其 例如通過螺栓連接的接頭124而牢固地固定在風扇殼體125上；中間減阻裝置126，其為 通過鉸鏈148連接到外掛架140的前延伸部分146上的一對大致180°的出入門(access door);以及后減阻裝置128，其包括兩個大致180°的風扇管道外壁130，各外壁130均通 過鉸鏈147連接到外掛架140以及內(nèi)部核心罩殼132上。多個風扇支柱，如由支柱134代 表，大體上沿徑向延伸以將風扇殼體125連接到核心殼體136上。三組安裝連桿152、 154、 156將發(fā)動機連接到外掛架140上，該外掛架140本身在外掛架_飛行器安裝件142、 144處 附接到飛行器上。前安裝連桿組152為傳輸豎向力和側(cè)向力的一組兩根連桿，軸向安裝連 桿組154為傳輸軸向力的一組兩根連桿，以及后安裝連桿組156為位于前連桿組后部的一 組三根連桿，用以傳輸豎向力、側(cè)向力和扭矩。 上述減重、減少骨架彎曲和減少工場空間的需要可通過下文所述并在附圖中顯示 的示例性實施例得以滿足。圖2-3大體上顯示了組件10，其包括適合于直接、半永久性地附 接到相關(guān)聯(lián)的飛行器13上的一體式整體結(jié)構(gòu)12。貫穿本申請的正文和所附權(quán)利要求書使 用的用語"一體式"和"一體的"旨在表示一體地結(jié)合或制造成使得不可拆卸(在典型的非 破壞性的意義上)的物品。"半永久性"是指對于燃氣渦輪發(fā)動機或其構(gòu)件的平常修理、維 護和更換，整體結(jié)構(gòu)12可保持與飛行器成支承連接，如以下將更詳細地說明。在一個示例 性的實施例中，整體結(jié)構(gòu)包括機艙部分14和支承結(jié)構(gòu)部分16。如圖2所示，組件10可包括 如以下將更詳細論述的推力反向器組件60。 現(xiàn)在參照圖3和圖4，示例性的機艙部分14通常包括圍繞軸向中心線20的旋轉(zhuǎn)體 18。機艙部分14包括進口區(qū)域22和風扇殼體區(qū)域24。在一個示例性的實施例中，進口區(qū) 域22和風扇殼體區(qū)域24 —體形成并且共同限定界定軸向通道28的環(huán)形壁26。在一個示例性的實施例中，環(huán)形部件30布置在軸向通道28內(nèi)并通過從環(huán)形部件30延伸到環(huán)形壁26 的多個徑向元件34支承在此。環(huán)形部件30定尺寸成經(jīng)其容納燃氣渦輪發(fā)動機的至少一部 分，如下文將詳細說明。本領(lǐng)域的技術(shù)人員將會理解的是，徑向元件34可構(gòu)造成為導流元 件或輪葉。在一個示例性的實施例中，環(huán)形壁26、徑向元件34和環(huán)形部件30—體形成或結(jié) 合成為整體結(jié)構(gòu)12的一部分。在一個示例性的實施例中，旋轉(zhuǎn)體18布置和定尺寸成用以 包圍和覆罩燃氣渦輪發(fā)動機組件70的風扇組件38(圖5)。 整體結(jié)構(gòu)12還包括軸向延伸的支承結(jié)構(gòu)部分16，其具有與機艙部分14成為一體 的前段40。進口加強區(qū)域42布置在前段40中并且大體上位于環(huán)形壁26的徑向外部。進 口加強區(qū)域在用于外掛架的傳統(tǒng)附接部位前方提供結(jié)構(gòu)支承。在一個示例性的實施例中， 進口加強區(qū)域圍繞機艙部分14周向延伸直至大約180° 。進口加強區(qū)域例如可包括比機艙 14的其余部分更大的厚度。在其它示例性的實施例中，進口加強區(qū)域可包括結(jié)構(gòu)和/或加 強元件，例如如本領(lǐng)域所公知的蜂窩結(jié)構(gòu)。本領(lǐng)域的技術(shù)人員可構(gòu)思出其它的進口加強裝 置。 在一個示例性的實施例中，支承結(jié)構(gòu)部分16在旋轉(zhuǎn)體18的后方延伸并包括一個 或多個空氣動力學表面。支承結(jié)構(gòu)部分16還包括限定至少一個飛行器安裝區(qū)域48的后段 44。當安裝在飛行器上時，機艙部分14和支承結(jié)構(gòu)16共同形成第一負載通路，如箭頭50 所示，用于分配在發(fā)動機和飛機之間傳輸?shù)撵o態(tài)負載和動態(tài)負載。整體結(jié)構(gòu)可如圖2-4中 所示安裝在飛行器機翼下方，或可附接到任何其它適當位置，例如飛行器的機翼頂上、機身 或其它附屬物上。 現(xiàn)在參照圖5，示例性的組件10包括與整體結(jié)構(gòu)12成支承連接地安裝的燃氣渦輪 發(fā)動機組件70。在一個示例性的實施例中，第一安裝組件72在支承結(jié)構(gòu)部分16的后段44 位于發(fā)動機安裝部位76處將燃氣渦輪發(fā)動機組件70安裝到整體結(jié)構(gòu)12上。第一安裝組件 72可包括如本領(lǐng)域所公知的渦輪環(huán)74和后構(gòu)架吊掛裝置78。在一個示例性的實施例中， 該組件包括在燃氣渦輪發(fā)動機70和整體結(jié)構(gòu)12的環(huán)形部件30之間的非剛性連接體80。 非剛性連接體基本上隔離燃氣渦輪發(fā)動機以免如前所述沿負載通路50起反作用的所施加 的機艙操縱力作用于其上。在一個示例性的實施例中，該非剛性連接體允許在整體結(jié)構(gòu)的 機艙部分14和燃氣渦輪發(fā)動機組件之間的軸向和周向的相對運動。非剛性連接體可包括 滑動接頭裝置、球面軸承、連桿裝置、在3點鐘位置和9點鐘位置具有軸承的軛架(yoke)、柔 性隔膜或其它減少所施加的機艙操縱力經(jīng)發(fā)動機核心傳輸?shù)难b置。 同樣在圖5中示出，在一個示例性的實施例中，整體結(jié)構(gòu)12包括位于環(huán)形壁26處 用于風扇葉片脫離事件的容納系統(tǒng)82。整體結(jié)構(gòu)可完全或部分地包括復合材料，如本領(lǐng)域 所公知的增強碳纖維。在一個示例性的實施例中，容納系統(tǒng)在整體結(jié)構(gòu)的其它部分形成時 一體地形成。在其它示例性的實施例中，容納系統(tǒng)可基本上與整體結(jié)構(gòu)的其它部分分開地 形成，且之后一體地結(jié)合到其上。 如圖6所示，在一個示例性的實施例中，整體結(jié)構(gòu)12的環(huán)形部件30布置和定尺寸 成用于經(jīng)其容納燃氣渦輪發(fā)動機的至少一部分，包括壓縮機進口 84。在一個示例性的實施 例中，風扇組件38可從包括發(fā)動機核心的燃氣渦輪發(fā)動機的其余部分上拆卸和移除。燃氣 渦輪發(fā)動機的其余部分構(gòu)造和定尺寸成用于從整體結(jié)構(gòu)向后移除。例如，本領(lǐng)域的技術(shù)人 員將會理解的是，各種附件、螺栓和安裝固定件可以脫開，以允許向后移動燃氣渦輪發(fā)動機的其余部分。 圖7和圖8涉及組件10的一個備選實施例。此備選實施例包括下軸向延伸支承部 件90，其在操作上可與支承結(jié)構(gòu)部分16大體上相對地定位。在一個示例性的實施例中，下 支承部件90在機艙部分14和第一安裝組件72的渦輪環(huán)74之間延伸。在一個示例性的實 施例中，下支承部件是能夠提供以箭頭92表示的下負載通路的至少一部分的結(jié)構(gòu)部件。下 負載通路能夠沿下負載通路92將靜態(tài)和動態(tài)力，包括所施加的機艙操縱力的至少一部分， 傳輸?shù)较嚓P(guān)聯(lián)的飛行器上。下支承部件90可為如圖7中所示的單一部件，或作為備選，下 支承部件90可為推力反向器組件60的一部分。本領(lǐng)域的技術(shù)人員將會理解的是，推力反 向器組件可包括一對蛤殼式門?？梢栽O(shè)想的是，下支承部件90可定型為推力反向器組件的 匹配側(cè)壁。在一個示例性的實施例中，至少一個負載傳遞組件94，例如銷-槽裝置或切向 連桿，可選擇性地接合在燃氣渦輪發(fā)動機和推力反向器組件之間。下支承部件90的前表面 96可經(jīng)V形槽/V形葉片裝置98與整體結(jié)構(gòu)相接合。在一個示例性的實施例中，推力反向 器組件60可如本領(lǐng)域所公知在多個V形槽/V形葉片附接位置98處與整體結(jié)構(gòu)相連接。
再次參照圖5，本文所公開的結(jié)構(gòu)裝置提供將進口提升負載或所施加的機艙操縱 力直接傳輸?shù)街С薪Y(jié)構(gòu)部分16上而代替經(jīng)過發(fā)動機機體(carcass)。在一個示例性的實 施例中，發(fā)動機推力負載經(jīng)推力連桿IOO進行傳送，該推力連桿100附接在發(fā)動機安裝部位 76并附接在整體結(jié)構(gòu)12的環(huán)形部件30處，具有在風扇的平面處與發(fā)動機的中心線相交的 作用線。 根據(jù)一個示例性的實施例，提供了一種將飛行器發(fā)動機安裝在相關(guān)聯(lián)的飛行器上
的方法。 一種示例性的方法包括提供一體式整體結(jié)構(gòu)，其包括圍繞中心線的旋轉(zhuǎn)體18。旋
轉(zhuǎn)體18定尺寸成用以至少外接燃氣渦輪發(fā)動機組件70的風扇組件38。燃氣渦輪發(fā)動機組
件70在后發(fā)動機安裝部位76處安裝到該整體結(jié)構(gòu)上。在一個示例性的實施例中，發(fā)動機
安裝部位位于機艙部分14的后方。燃氣渦輪發(fā)動機組件在非剛性連接體80處與整體結(jié)構(gòu)
相連接。整體結(jié)構(gòu)12在飛行器安裝區(qū)域48處附接到相關(guān)聯(lián)的飛行器上。 如圖6所示，在一個示例性的實施例中，通過移除風扇組件38、從發(fā)動機安裝部位
76分離發(fā)動機組件以及在非剛性連接體80處脫開，從相關(guān)聯(lián)的飛行器13上移除發(fā)動機組
件70。發(fā)動機組件的其余部分因此可從整體結(jié)構(gòu)12向后移置，如箭頭104所示。 本文公開的示例性的實施例減少了沿核心發(fā)動機的所施加的操縱力對外掛架的
反作用造成的骨架彎曲。該示例性的整體結(jié)構(gòu)提供位于核心發(fā)動機外部的流動通路。進口
的充分加強以及在一些實施例中的軸向延伸下支承結(jié)構(gòu)減少了機艙區(qū)域的橢圓化，從而保
持了風扇葉片和環(huán)形壁之間的尖端間隙以提高發(fā)動機效率。本文公開的各個示例性的實施
例均可包括在本發(fā)明范圍內(nèi)的其它示例性實施例的描述中詳述的特定特征。 此書面描述使用了包括最佳模式在內(nèi)的示例性實施例來公開本發(fā)明，并且還使本
領(lǐng)域的任何技術(shù)人員能夠制造和利用本發(fā)明。本發(fā)明可取得專利的范圍通過權(quán)利要求來限
定，并且可包括本領(lǐng)域技術(shù)人員所想到的其它實例。如果此類其它實例具有與權(quán)利要求的
文字語言并無不同的結(jié)構(gòu)元件，或者如果它們包括與權(quán)利要求的文字語言無實質(zhì)性區(qū)別的
等同結(jié)構(gòu)元件，則認為此類其它實例包含在權(quán)利要求的保護范圍內(nèi)。
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權(quán)利要求
一種組件，包括一體式整體結(jié)構(gòu)(12)，其包括機艙部分(14)，所述機艙部分(14)大體上包括圍繞軸向中心線(20)的旋轉(zhuǎn)體(18)并包括進口區(qū)域(22)和風扇殼體區(qū)域(24)，所述進口區(qū)域(22)和所述風扇殼體區(qū)域(24)共同限定了界定軸向通道(28)的環(huán)形壁(26)；布置在所述軸向通道(28)中的環(huán)形部件(30)；從所述環(huán)形部件(30)延伸到所述環(huán)形壁(26)的多個徑向元件(34)；以及大體上沿著軸向延伸的支承結(jié)構(gòu)部分(16)，其中，所述支承結(jié)構(gòu)部分(16)包括前段(40)，所述前段(40)與所述機艙部分(14)成為一體并具有位于所述環(huán)形壁(26)的徑向外部的進口加強區(qū)域(42)；以及后段(44)，所述后段(44)包括至少一個飛行器安裝區(qū)域(48)，其中，所述整體結(jié)構(gòu)(12)可在所述飛行器安裝區(qū)域(48)處附接到相關(guān)聯(lián)的飛行器(13)上；其中，當安裝在所述相關(guān)聯(lián)的飛行器(13)上時，所述機艙部分(14)和所述支承結(jié)構(gòu)部分(16)共同形成可操作以將所施加的機艙操縱力直接傳輸?shù)剿鱿嚓P(guān)聯(lián)的飛行器(13)上的第一負載通路(50)。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的組件，其特征在于，所述組件還包括可選擇性地移除的燃氣渦輪發(fā)動機(70)，其與所述整體結(jié)構(gòu)(12)成支承連接地安裝 并具有基本上與所述機艙部分(14)的中心線同延的發(fā)動機中心線，其中，所述燃氣渦輪發(fā) 動機(70)的至少一部分延伸穿過所述環(huán)形部件(30);第一組件，其在所述支承結(jié)構(gòu)部分(16)的所述后段(44)處將所述燃氣渦輪發(fā)動機 (70)安裝到所述整體結(jié)構(gòu)(12)上；以及位于所述燃氣渦輪發(fā)動機(70)和所述環(huán)形部件(30)之間的非剛性連接體(80)，其中， 當存在所施加的機艙操縱力時，所述燃氣渦輪發(fā)動機(70)基本上被隔離以免所施加的機 艙操縱力作用于其上。
3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的組件，其特征在于，所述組件包括下軸向延伸支承部件(90)， 所述下軸向延伸支承部件(90)在操作上可與所述支承結(jié)構(gòu)部分(16)大體上相對地定位并 在所述機艙部分(14)和所述第一組件之間延伸，其中，所述下軸向延伸支承部件(90)提供 下負載通路(92)的至少一部分，所述下負載通路(92)能夠沿所述下負載通路(92)將所施 加的機艙操縱力的至少一部分傳輸?shù)剿鱿嚓P(guān)聯(lián)的飛行器(13)上。
4. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的組件，其特征在于，所述組件還包括 與所述整體結(jié)構(gòu)(12)成支承連接地安裝的推力反向器組件(60)。
5. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的組件，其特征在于，所述燃氣渦輪發(fā)動機(70)包括風扇組件 (38)和發(fā)動機核心，其中，所述風扇組件(38)能夠拆卸，同時所述發(fā)動機核心安裝成支承 連接到所述整體結(jié)構(gòu)(12)上。
6. 根據(jù)權(quán)利要求l所述的組件，其特征在于，所述整體結(jié)構(gòu)(12)主要由包括纖維增強 環(huán)氧樹脂的復合材料形成。
7. 根據(jù)權(quán)利要求l所述的組件，其特征在于，所述組件還包括形成所述環(huán)形壁(26)的 至少一部分的風扇葉片容納區(qū)域。
8. 根據(jù)權(quán)利要求l所述的組件，其特征在于，至少一個徑向部件(34)包括導流輪葉。
9. 一種組件，包括 飛行器(13);以及與所述飛行器(13)成支承連接地安裝的一體式整體結(jié)構(gòu)(12)，其中，所述整體結(jié)構(gòu)(12)包括:機艙部分(14)，所述機艙部分(14)大體上包括圍繞軸向中心線(20)的旋轉(zhuǎn)體(18)并 包括進口區(qū)域(22)和風扇殼體區(qū)域(24)，所述進口區(qū)域(22)和所述風扇殼體區(qū)域(24)共 同限定了界定軸向通道(28)的環(huán)形壁(26)，其中，所述風扇殼體區(qū)域(24)包括布置在所述 軸向通道(28)中的環(huán)形部件(30)以及從所述環(huán)形部件(30)延伸到所述環(huán)形壁(26)的多 個徑向元件(34);以及大體上沿軸向延伸的支承結(jié)構(gòu)部分(16)，其中，所述支承結(jié)構(gòu)部分(16)包括前段 (40)，所述前段(40)與所述機艙部分(14)成為一體并具有位于所述環(huán)形壁(26)的徑向 外部的進口加強區(qū)域(42);以及后段(44)，所述后段(44)包括至少一個飛行器安裝區(qū)域 (48)，其中，所述整體結(jié)構(gòu)(12)安裝成在所述飛行器安裝區(qū)域(48)處支承連接到所述飛行 器(13)上;其中，所述機艙部分(14)定尺寸成至少部分地外接燃氣渦輪發(fā)動機(70)的風扇組件 (38)，所述風扇組件(38)可選地與所述整體結(jié)構(gòu)(12)成支承連接地安裝。
10. —種將飛行器發(fā)動機安裝到相關(guān)聯(lián)的飛行器(13)上的方法，所述方法包括 提供一體式整體結(jié)構(gòu)(12)，所述整體結(jié)構(gòu)包括圍繞中心線的旋轉(zhuǎn)體(18)，所述旋轉(zhuǎn)體(18)定尺寸成至少外接燃氣渦輪發(fā)動機(70)的風扇組件(38); 將所述整體結(jié)構(gòu)(12)附接到所述相關(guān)聯(lián)的飛行器(13)上； 在后安裝區(qū)域(48)處將燃氣渦輪發(fā)動機(70)安裝在所述整體結(jié)構(gòu)(12)上； 在所述燃氣渦輪發(fā)動機(70)和所述整體結(jié)構(gòu)(12)之間的非剛性連接體(80)處，將所述燃氣渦輪發(fā)動機(70)與所述整體結(jié)構(gòu)(12)非剛性地相連接。
全文摘要
本發(fā)明涉及用于安裝飛行器發(fā)動機的整體結(jié)構(gòu)。具體而言，一種組件，其包括用于將發(fā)動機安裝到飛行器上的一體式整體結(jié)構(gòu)。該整體結(jié)構(gòu)包括機艙部分和支承結(jié)構(gòu)。機艙部分包括繞軸向通道限定環(huán)形壁的進口區(qū)域和風扇殼體區(qū)域。布置在軸向通道中的環(huán)形部件通過多個徑向元件連接到環(huán)形壁上。支承結(jié)構(gòu)部分包括與機艙部分成為一體的前段，以及包括用于將整體結(jié)構(gòu)安裝在飛行器上的至少一個飛行器安裝區(qū)域的后段。前段包括位于環(huán)形壁徑向外部的進口加強區(qū)域。當安裝在飛行器上時，機艙部分和支承結(jié)構(gòu)部分共同形成第一負載通路，該第一負載通路可操作以將所施加的機艙操縱力直接傳輸?shù)斤w行器而代替通過發(fā)動機核心。
文檔編號B64D27/10GK101774430SQ200910215950
公開日2010年7月14日 申請日期2009年12月24日 優(yōu)先權(quán)日2008年12月24日
發(fā)明者A·R·斯圖爾特, M·林茨 申請人:通用電氣公司