用于将涡轮发动机悬挂在飞行器机翼上的支架的整流罩.pdf

一种用于支架的整流罩，该支架将涡轮发动机悬挂在飞行器的机翼上。根据本发明，用于悬挂支架(6)的整流罩(7)的前部(14)的前紧固件(15)是径向柔性的。

1.  一种用于支架(6)的整流罩(7)，所述支架(6)将涡轮发动机(1)悬挂在飞行器的机翼(5)上，所述涡轮发动机(1)包括：
- 管状进气口(2)，其由进气口的外罩(8)包围；和
- 鼓风机(3)，其由所述进气口(2)供给空气，并封闭在鼓风机的机壳(12)中，该机壳(12)本身由与进气口的所述外罩(8)成空气动力学连续性的鼓风机的外罩(13)包围，
并且悬挂支架的所述整流罩(7)具有前部(14)，所述前部(14)：
·布置成面向鼓风机的所述机壳(12)的上面部分，
·具有至少大致斜的切开的翻转沟槽的形状，
·侧向地以这样一种方式连接在鼓风机的所述外罩(13)上，即其前端(14A)与进气口的所述外罩(8)齐平，且
·通过前紧固件(15.1，15.2)和后紧固件(16)而固定在鼓风机的所述机壳(12)上，所述后紧固件(16)相对松弛以吸收公差，
其特征在于，所述前紧固件(15.1，15.2)在至少大致径向的方向上相对于鼓风机的所述机壳(12)是柔性的。

2.  根据权利要求1所述的整流罩，其特征在于，所述前紧固件(15.1)为弹簧连杆或相似的类型。

3.  根据权利要求1所述的整流罩，其特征在于，所述前紧固件(15.1)是由可变形的塑性材料或弹性材料制成的连杆。

4.  根据权利要求1所述的整流罩，其特征在于，所述前紧固件(15.2)包括相对于鼓风机的所述机壳(12)和整流罩的所述前部(14)横切的钢板或相似的材料，并且，所述板在鼓风机的所述机壳(12)和整流罩的所述前部(14)之间包括至少一个皱褶。

5.  根据权利要求1至4中任一项所述的整流罩，对于涡轮发动机(1)，其所述管状进气口(2)包括内壁(9)，所述内壁(9)与进气口的所述外罩(8)限定了腔室(10)，所述腔室(10)在所述鼓风机(3)的一侧由环状的后部隔板(11)封闭，所述后部隔板(11)连接所述内壁(9)和进气口的所述外罩(8)，其特征在于，所述后部隔板(11)具有径向柔性。

6.  根据权利要求5所述的整流罩，其特征在于，所述前紧固件(15.1，15.2)的径向柔性和所述后部隔板(11)的径向柔性是至少大致相等的。

7.  根据权利要求5或6中任一项所述的整流罩，其特征在于，所述后部隔板(11)由可变形的塑性材料制成。

8.  根据权利要求4至7中任一项所述的整流罩，其特征在于，所述前紧固件(15.2)与整流罩的所述前部(14)形成一体，并包括用于将所述前紧固件(15.2)固定在鼓风机的所述机壳(12)上的装置(21)。

用于将涡轮发动机悬挂在飞行器机翼上的支架的整流罩
本发明涉及一种用于支架的整流罩，涡轮发动机通过该支架而悬挂在飞行器机翼上。
已经知道出于空气动力的目的，涡轮发动机的悬挂支架上遮盖有整流罩。另外还已经知道通常这种整流罩包括前部，该前部：
-布置成面向涡轮发动机的鼓风机的机壳的上面部分，
-具有至少大致斜的(en sifflet)切开的翻转沟槽的形状，
-侧向地以这样一种方式连接在鼓风机的外罩上，即其前端与涡轮发动机的进气口的外罩齐平，
-可用于连接到鼓风机的罩上，且
-通过前紧固件和后紧固件而固定在鼓风机的机壳上。
在已知的这一类型的悬挂支架的整流罩中，所述前后紧固件是刚性的，以便将整流罩的所述前部牢固地在发动机上保持就位。然而，为了能够吸收制造和装配公差，通常以相对松弛的或可调整的连接形式来生产所述后紧固件。
将会注意到，这种整流罩的前部位于与鼓风机叶片的垂直位置。因此，当此叶轮的叶片碎裂并意外地猛烈撞击位于所述整流罩的前部之下的鼓风机的机壳时，所引起的撞击主要通过所述刚性的前紧固件而传递至该整流罩的前部。这造成整流罩的所述前部升高，围绕由所述松弛的后紧固件形成的铰接而旋转，并以不可逆的方式变形，此整流罩的前部的前端相对于涡轮发动机进气口的外罩而抬高。因此这样造成该整流罩的前部形成一种斗(écope)，该斗特别不利于飞行器的性能，尤其是其与正面阻力有关。另外，这种斗可能造成鼓风机罩损耗。
本发明的目的是弥补此缺陷。
为此，根据本发明，提供了一种用于支架的整流罩，涡轮发动机通过该支架而悬挂在飞行器机翼上，所述涡轮发动机包括：
-由进气口的外罩包围的管状进气口；和
-鼓风机，其由所述进气口供给空气，并封闭在鼓风机的机壳中，该机壳本身被鼓风机的外罩所包围，该鼓风机的外罩与进气口的所述外罩成空气动力学连续性，
并且所述悬挂支架的整流罩具有前部，该前部：
·布置成面向鼓风机的所述机壳的上面部分，
·具有至少大致斜的切开的翻转沟槽的形状，
·侧向地以这样一种方式连接在鼓风机的所述外罩上，即其前端与进气口的所述外罩齐平，
·通过前紧固件和后紧固件而固定在鼓风机的所述机壳上，所述后紧固件相对松弛以吸收公差，
值得注意的是，所述前紧固件在至少大致径向方向上相对于鼓风机的所述机壳是柔性的。
通过这种柔性，整流罩的所述前部由于受到鼓风机叶片或鼓风机叶片碎片的撞击而引起的变形至少部分地被所述前紧固件吸收，从而不会形成斗，或者至多是整流罩前部的前端与涡轮发动机的进气口的外罩之间形成轻微的不平。
所述柔性的前紧固件可呈现为许多方式，例如弹簧连杆、由可变形的弹性或塑性材料制成的连杆等。
然而，在一个优选的实施例中，所述前紧固件包括相对于鼓风机的所述机壳和整流罩的所述前部而横切的钢板或相似材料，并且所述板在鼓风机的所述机壳和整流罩的所述前部之间包括至少一个皱褶(pli)。
因而，当鼓风机叶片或鼓风机叶片碎片径向地从内向外撞击鼓风机的机壳时，所述皱褶确保了该前紧固件的柔性，并且确保了对这种撞击能量的吸收，因而至少部分地避免了斗的形成。
按照已知的方式，涡轮发动机的管状进气口可包括内壁，该内壁与进气口的所述外罩限定了腔室，该腔室在所述鼓风机的一侧由环状的后部隔板封闭，该环状的后部隔板连接所述内壁和进气口的所述外罩。
在这种情况下，使所述后部隔板也具有径向的柔性是有利的。这样，所述进气口的内壁的后缘还能够至少部分地吸收由鼓风机叶片或鼓风机叶片碎片产生的撞击能量。
优选的是，所述前紧固件的径向柔性和所述后部隔板的径向柔性是至少大致相等的。因而对于管状进气口的内壁的后缘和整流罩的所述前部获得了一致变形的可能性。
附图的图形使如何实现本发明更好理解。在这些图中，相同的标号表示相似的元件。
图1是涡轮发动机的纵向剖面的示意性局部视图，该涡轮发动机经由具有整流罩的支架而悬挂在飞行器机翼上。
图2是涡轮发动机前面的透视图，该涡轮发动机装备有所述悬挂支架的整流罩的前部。
图3是图2的涡轮发动机前面的透视图，其中部分地除去了鼓风机的外罩。
图4和图5示意性地显示了当所述前紧固件是刚性的时，由鼓风机的叶片撞击鼓风机的机壳而引起的变形。
图6和图7示意性地显示了当所述前紧固件是径向柔性的时，由鼓风机的叶片撞击鼓风机的机壳而引起的变形。
图8是该悬挂支架的整流罩前部的前面的透视图，该悬挂支架装备有所述前紧固件的一个优选实施例。
图9是所述前部前面的放大比例的局部透视图，其显示了所述前紧固件。
图1中示意性地描绘的涡轮发动机1具有纵轴线L-L，沿着该纵轴线L-L从前至后分布有管状进气口2、鼓风机3和热空气发生器4。
涡轮发动机1经由悬挂支架6而悬挂在飞行器机翼5上，悬挂支架6由空气动力学整流罩7所覆盖。
管状进气口2由进气口的外罩8和内壁9组成，所述外罩8和所述内部部件9在它们之间限定了由面向鼓风机3的环状的后部隔板11封闭的腔室10，所述环状的后部隔板11连接所述外罩8和所述内壁9。
装配有叶片3A的鼓风机3由所述进气口2供给空气，并封闭在鼓风机的管状机壳12中，该管状机壳12与所述进气口2的所述内壁9成空气动力学连续性。鼓风机的机壳12由鼓风机的外罩13所包围，该鼓风机的外罩13与所述进气口的外罩8成空气动力学连续性。
悬挂支架6的整流罩7包括前部14，其布置成面向鼓风机的机壳12的上面部分，也就是说在该上面部分的上方，并且由前紧固件15和后紧固件16固定到鼓风机的所述机壳12上。
在以透视图描绘了涡轮发动机1的前面部分的图2和图3中，可以看到管状进气口2、鼓风机3及其叶片3A、进气口的外罩8、进气口的内壁9、鼓风机的管状机壳12(具体参见图3)、鼓风机的外罩13(图3中被部分地除去)和整流罩的前部14。
在图2和图3中还可以见到整流罩的所述前部14具有至少大致斜的切开的翻转沟槽的形状，其侧向边缘14L连接在鼓风机的所述外罩13上，并且其前缘14A与进气口的外罩8齐平。
为了能够吸收制造和装配公差，可具有任何已知结构的后紧固件16是相对松弛的，并容许整流罩的前部14围绕该后紧固件进行有限的旋转。相反，前紧固件15是刚性的，以将所述部件14固定就位。
这种设计导致当鼓风机3的叶片3A碎裂，并意外地撞击与整流罩的前部14垂直的鼓风机的机壳12时(见图5，叶片3A所造成的撞击如箭头P所示)，外壳12发生显著的变形量E，并且通过所述刚性的前紧固件15而将撞击全部传递至整流罩的所述前部14上。在这种撞击作用下，整流罩所述部件14因而关于后紧固件16而枢转并永久地变形，使得在整流罩的前部14的前缘14A和进气口的外罩8之间产生宽的缝隙17，该缝隙17的大的宽度对应于高度E。因此在飞行过程中整流罩的前部14表现得类似斗(见图5)。
为了弥补此缺陷，在由图6和图7示意性所示的本发明的实施例中，使用了前紧固件15.1和环状隔板11.1(分别替代上述前紧固件15和环状隔板11)，它们横跨涡轮发动机1的纵轴线L-L具有至少大致相同的柔性。为此目的，所述环状隔板11.1可由可塑性变形的材料制成，例如铝，而前紧固件15.1可为弹簧连杆或相似的类型。环状隔板11.1的径向柔性，除了由其制成材料所产生的径向柔性之外，还可通过某些其它措施来获得，例如通过使该环状隔板成形为具有(多个)同心的皱褶，通过由柔性或脆性的装置连接在一起的若干个刚性部件来生产该环状隔板等。
因而，当碎裂的叶片3A撞击鼓风机的机壳12(图6中的箭头P)时，环状隔板11.1和前紧固件15.1的柔性将吸收即使不是所有、也至少是大多数的撞击能量，使得即使鼓风机的机壳12已经发生具有极大高度的变形E，但在整流罩的前部14的前缘14A和进气口的外罩8之间也只产生具有细小宽度e的小缝隙18(见图7)，该缝隙18对飞行器的性能影响很小。
图8和图9显示了对于所述前紧固件15的不同于实施例15.1的一个优选的实施例15.2。此实施例15.2由钢板或相似物19组成，其固定在整流罩的前部14上，并横跨纵轴线L-L布置。板19包括至少一个横向的皱褶20，当前部14固定在鼓风机的所述机壳12上时，该皱褶20布置在鼓风机的机壳12和前部14之间。为此，所述板19具有固定装置21。