專利名稱：飛行器渦輪噴氣發(fā)動機的懸掛組件的制作方法
飛行器渦輪噴氣發(fā)動機的懸掛組件本發(fā)明涉及一種飛行器渦輪噴氣發(fā)動機的懸掛組件，和包括這種懸掛組件、渦輪噴氣發(fā)動機和機艙的推進組件。正如現(xiàn)有技術所公知的飛行器渦輪噴氣發(fā)動機組件被容納在與掛架相連接的機艙內(nèi)，使得如此形成的推進組件懸掛于飛機機翼下方或鄰近機身。承受推力的連桿被插入到掛架和渦輪噴氣發(fā)動機的氣體發(fā)生器之間，以承受由發(fā)動機的推進而產(chǎn)生的力。在根據(jù)現(xiàn)有技術的推進組件中，這些連桿受到很高的溫度(特別是由發(fā)動機的燃燒室引起的高溫)，因此它們需要使用特殊鋼合金制造，而帶來的結果是其重量是相當大的。本發(fā)明尤其旨在提供一種裝置，使得可以使用較輕的材料來制造承受推力的連桿。本發(fā)明的目的通過飛行器渦輪噴氣發(fā)動機的懸掛組件實現(xiàn)，該懸掛組件包括掛架和連桿，該連桿用于承受渦輪噴氣發(fā)動機產(chǎn)生的推力且連接到掛架，其特征在于，該懸掛組件包括熱絕緣裝置，該熱絕緣裝置與該掛架分離且用于將連桿與渦輪噴氣發(fā)動機熱絕緣。連桿的熱絕緣裝置的存在，使得可以將這些連桿與發(fā)動機發(fā)出的熱輻射和熱對流隔開因此這些連桿可以由較輕的、不太耐熱的材料制成，例如鈦、鋁或復合材料。根據(jù)本發(fā)明的懸掛組件的其他特征如下-所述絕緣裝置包括用于每個承受推力的連桿的獨立絕緣護套這些護套可以簡單地實現(xiàn)連桿的絕緣；-所述絕緣裝置包括由連桿所共享的絕緣護套該方案可以減少部件的數(shù)量；-所述護套是可以拆卸的，以利于檢查連桿；-所述熱絕緣裝置包括絕緣分隔物，該絕緣分隔物置于承受推力的連桿和所述渦輪噴氣發(fā)動機占據(jù)的區(qū)域之間該方案可以防止掛架受熱，因此至少掛架的部分可以由復合材料制造，因此可以進一步降低該組件的重量；-所述分隔物固定在掛架和/或連桿上和/或能夠固定在渦輪噴氣發(fā)動機上；-在發(fā)動機機艙內(nèi)發(fā)生火災的情況下，所述分隔物可起防火墻的作用，以阻止火災向承受推力的連桿和掛架蔓延；-密封裝置被插入在所述絕緣分隔物和所述機艙的內(nèi)部結構之間這些連接件的存在使得可以阻止來自發(fā)動機的熱對流引起的熱傳遞，以及可以阻止在發(fā)動機機艙內(nèi)發(fā)生火災的情況下火焰或熱空氣的蔓延。本發(fā)明還涉及一種推進組件，包括前述懸掛組件、懸掛于所述懸掛組件的渦輪噴氣發(fā)動機和環(huán)繞所述懸掛組件和所述渦輪噴氣發(fā)動機的機艙?？蛇x地，所述推進組件能夠包括從所述機艙的二次流區(qū)域吸入空氣的通道，以冷卻熱絕緣裝置這些通道利于使連桿保持低溫。根據(jù)下文的描述并結合附圖，本發(fā)明的優(yōu)勢和其他特征將顯現(xiàn)出來，其中

圖1示出了根據(jù)本發(fā)明的組件的第一實施例的透視圖。
圖2(在較大的尺度上)示出了根據(jù)本發(fā)明的另一實施例的承受組件推力的連桿的橫截面圖。圖3和圖4是根據(jù)本發(fā)明的又一實施例的組件的前視圖和后視圖，略按透視畫法。圖5和圖6分別是與圖3和圖4對應的視圖，示出了根據(jù)本發(fā)明的組件處在維修位置。圖7和圖8是圖3到6圖中的組件的概略橫截面視圖，分別示出了其處于正常運行位置和維修位置的情況。圖1顯示了根據(jù)本發(fā)明的組件包括掛架1，其固定在飛機機翼下方且適合支撐渦輪噴氣發(fā)動機3，該渦輪噴氣發(fā)動機包括形成風扇5的上游部分和形成氣體發(fā)生器7的下游部分。掛架1分別通過上游安裝部件9和下游安裝部件11連接到這些渦輪噴氣發(fā)動機 3的上游部分和下游部分。承受推力的連桿13a和1 傳統(tǒng)上在氣體發(fā)生器7的上游部分15和掛架1的尾部17之間延伸。這兩個連桿13a，13b位于區(qū)域15且彼此分開，并朝向掛架1的尾部17會聚?？捎芍T如鈦片或鋼片形成的熱絕緣護套19，或由裝入諸如硅纖維等絕緣材料的不銹鋼膜構成的覆蓋物，同時包住兩個承受推力的連桿13a和13b，從而一方面實現(xiàn)兩個連桿相對于氣體發(fā)生器7發(fā)出的熱的熱絕緣，另一方面形成了掛架1的熱保護屏。包住承受推力的兩個連桿的該絕緣護套19，優(yōu)選由兩個以可拆卸方式彼此固定的半套組成，這使得可以在視覺檢查和/或維修操作中快速地接近連桿13a和13b。根據(jù)本發(fā)明的組件還包括能夠環(huán)繞渦輪噴氣發(fā)動機3的機艙(圖1中未示出，但圖3到圖8示出了)，這將在后面討論。作為環(huán)繞承受推力的連桿13a和1 的單一護套19的替換方案，可以考慮為每個連桿13配備一個護套19 (如圖2所示)。如圖所示，每個護套19可由兩個半套21a、21b構成，通過護套支撐件23a、23b與連桿13相連。需要指出，與圖2 —樣，圖1中的實施例的護套19可在承受推力的連桿13a、1 的整個長度或部分長度上延伸。需要指出，上游安裝部件9和下游安裝部件11也可以用熱絕緣護套覆蓋。在圖3到圖8的實施例中，分隔物25被插入到氣體發(fā)生器7和承受推力的連桿 13a、13b 之間。圖3到圖8示出了根據(jù)本發(fā)明的組件的一部分的機艙。該機艙包括兩個半殼27a、27b，每一個以可樞轉(zhuǎn)方式安裝于掛架1的周圍，并且處于正常運行位置(如圖3、圖4和圖7所示)和維修位置(如圖5、圖6和圖8所示)之間。每個半殼27a、27b包括外部結構^a、29b和內(nèi)部結構31a、31b，這些內(nèi)部結構和外部結構限定了環(huán)形通道33，由風扇5發(fā)送的冷空氣在該環(huán)形通道33中流通?；驹跉怏w發(fā)生器7的整個長度上延伸的分隔物25，在其側緣包括與處于正常運行位置(見圖7)的內(nèi)部結構31a、31b相配合的連接件35a、35b。這些連接件可以實現(xiàn)分隔物25和內(nèi)部結構31a、31b之間的密封性，這使得可以完美地實現(xiàn)承受推力的連桿13a、1 和掛架1相對于氣體發(fā)生器7的熱絕緣。特別如圖7和圖8所示，分隔物25可以通過支撐件37a、37b保持在氣體發(fā)生器7 上，但作為選擇或補充，該分隔物也可以通過固定在承受推力的連桿13a、i;3b上的支撐件 (未顯示)來保持。分隔物25也可以由連接到掛架1的支撐裝置所支撐。優(yōu)選地，向進氣口 39a、39b提供環(huán)形通道33中流通的冷空氣流，以利于使承受推力的連桿13a、13b維持低溫。需要注意，分隔物25可以由耐高溫的材料制成(例如鈦片或鋼片)，或者可以涂覆有抗高溫的熱覆蓋物41，如圖6和圖8所示。本發(fā)明的優(yōu)勢可直接由前述的內(nèi)容得到承受推力的連桿的熱絕緣性使得可以使它們保持相對低的溫度，若由風扇產(chǎn)生的冷氣流對它們進行冷卻，則溫度會更低。維持在低溫使得可以用不很耐高溫、但更輕的材料(如鈦、鋁或復合材料)來制造承受推力的連桿。在圖3和圖8所示的特定實施例中，分隔物25也可以將掛架1與氣體發(fā)生器7發(fā)出的熱相隔離，這使得也可以考慮使用較輕材料來制造該掛架。需要指出，在上述所有實施例中，可非常容易地實現(xiàn)從視覺和物理上接近承受推力的連桿在圖1和圖2所示的實施例中，只需移開環(huán)繞承受推力的連桿的護套19 ；在圖3 到圖8的實施例中，只需打開兩個半殼17a和27b，這樣操作員可以馬上檢查承受推力的連桿的狀態(tài)(見圖5和圖6)。當然，本發(fā)明絕不限于所描述和顯示的實施例，它們只作為示例。需要指出，本發(fā)明可以用于格柵式推力反向裝置或門式推力反向裝置，或所謂的平滑機艙(不帶推力反向裝置)。
權利要求
1.一種飛行器渦輪噴氣發(fā)動機C3)的懸掛組件，包括掛架(1)和連桿(13a、1 ),該連桿(13a、13b)用于承受所述渦輪噴氣發(fā)動機C3)產(chǎn)生的推力且與所述掛架(1)相連接，其特征在于，所述懸掛組件包括熱絕緣裝置(19、25)，所述熱絕緣裝置與所述掛架(1)相分離且用于將所述連桿(13a、13b)與所述渦輪噴氣發(fā)動機C3)熱絕緣。
2.如權利要求1所述的懸掛組件，其特征在于，所述熱絕緣裝置包括用于每個承受推力的連桿(13a、13b)的獨立絕緣護套。
3.如權利要求1所述的懸掛組件，其特征在于，所述熱絕緣裝置包括由所述連桿(13a、 13b)所共享的絕緣護套(19)。
4.如權利要求2或3所述的懸掛組件，其特征在于，所述護套(19)是可拆卸的。
5.如權利要求1所述的懸掛組件，其特征在于，所述熱絕緣裝置包括絕緣分隔物(25)， 該絕緣分隔物0 置于所述承受推力的連桿(13a、13b)和所述渦輪噴氣發(fā)動機(3)占據(jù)的區(qū)域之間。
6.如權利要求5所述的懸掛組件，其特征在于，所述絕緣分隔物0 固定在所述掛架 (1)上和/或所述連桿(13a，13b)上和/或能夠固定于所述渦輪噴氣發(fā)動機C3)上。
7.如權利要求5或6所述懸掛組件，其特征在于，密封裝置(35a、35b)被插入在所述絕緣分隔物05)和所述機艙的內(nèi)部結構(31a，31b)之間。
8.一種推進組件，包括根據(jù)前述任一項權利要求所述的懸掛組件、懸掛于所述懸掛組件的渦輪噴氣發(fā)動機( 和環(huán)繞所述懸掛組件和所述渦輪噴氣發(fā)動機(3)的機艙。
9.如權利要求8所述的推進組件，其特征在于，該推進組件包括用于從所述機艙的二次流區(qū)域(33)吸入空氣以冷卻所述熱絕緣裝置(19、25)的通道(39a、39b)。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種飛行器渦輪噴氣發(fā)動機(3)的懸掛組件，包括掛架(1)和連桿(13a、13b)，該連桿(13a、13b)承受渦輪噴氣發(fā)動機(3)產(chǎn)生的推力且與該掛架相連接，其特征在于，該懸掛組件包括熱絕緣裝置(19a、19b、25)，該熱絕緣裝置(19a、19b、25)與所述掛架分離且用于將該連桿(13a、13b)與該渦輪噴氣發(fā)動機(3)熱絕緣。
文檔編號B64D27/26GK102282072SQ201080004839
公開日2011年12月14日 申請日期2010年1月21日 優(yōu)先權日2009年2月4日
發(fā)明者居·伯納德·沃琪爾, 皮埃爾·卡呂埃勒 申請人:埃爾塞樂公司