包括涡轮发动机的悬挂支柱的用于飞行器的组件， 所述组 件的附接于机翼上的装置是以 T 形布置 技术领域 本发明涉及用于飞行器的组件的领域， 该用于飞行器的组件包括机翼元件， 涡轮 发动机， 优选为双流涡轮喷气发动机， 以及将涡轮发动机附接至机翼元件的悬挂支柱， 优选 为将涡轮发动机悬挂在机翼下。
本发明还涉及上述组件的悬挂支柱， 其目的在于缩小其体积控制以便限制可能引 起的动力损失。
为此， 本发明首先涉及用于飞行器的组件， 该用于飞行器的组件包括机翼元件， 涡 轮发动机， 及用于将涡轮发动机附接至所述机翼元件的悬挂支柱， 该悬挂支柱包括用于传 送力的第一结构， 将该第一结构附接至所述机翼元件的附接装置， 该附接装置形成为静定 系统。
发明内容
据本发明， 所述附接装置由以下元件组成 ：
第一附接件或第一组附接件， 其容纳于机翼元件的前缘， 并且只承担沿涡轮发动 机的横向方向和纵向方向施加的力 ；
第二附接件， 其容纳在机翼元件前缘， 且在横向方向上偏离第一附接件或第一组 附接件， 其被设计为只承担沿涡轮发动机纵向方向施加的力 ；
第三附接件或第三组附接件， 其在竖直方向上偏离第一附接件或第一组附接件的 和第二附接件， 并被设计为只承担沿涡轮发动机的横向和竖直方向施加的力 ； 以及
第四附接件， 其包括延伸至后部的连杆， 其第一端连接于第一结构上， 其第二端连 接于机翼元件上， 所述在竖直方向上连杆的所述第一端部偏离第一附接件或第一组附接 件。
由于本发明静定附接装置的设计， 一方面借助于第一附接件或第一组附接件以及 第二附接件都承担沿纵向方向施加的力， 另一方面借助于与连杆相结合的在竖直方向上偏 离前述附接件的第四附接件承担沿连杆方向施加的力——该力因向后延伸而至少有一个 纵向分量， 从而令人满意地形成沿横向方向施加的动量的反作用。
因此， 所涉及的附接件形成了在竖直方向上的偏离， 这与现有技术中的实施例不 同， 在现有技术中， 通常由所述第一结构上的两个横向分隔开的附接件确保沿横向施加的 动量的反作用， 所述两个附接件的每一个都设计为反作用于沿竖直方向施加的力。
其结果就是减少了支撑附接装置的支柱的第一结构的横向体积， 即减少了组件内 部支柱引起的动力损失。 在这方面， 应注意到在双流涡轮发动机的优选实施例中， 支柱的第 一结构通常制作成跨过第二环形通道的至少一部分， 通过使得管道中的横向尺寸减小， 第 一结构只引发第二流的较小的扰动， 因此飞行器的整体性能令人满意。
另外， 第一附接件或第一组附接件以及第二附接件之间在横向上的偏移可以非常 大， 因为这两组附接件被容纳在机翼元件的前缘， 且因此它们可以在整个翼展上互相分隔开， 而不会引发额外的气动干扰。 也就是说， 这些附接件可以根据需要沿前缘的整个翼展的 长度彼此分隔开， 这样可以在承担沿竖直方向施加的动量时获得较大的力臂， 这借助了这 两个附接件分别承担沿纵向施加的力。增加的力臂确保减小每个附接件需要承担的力， 因 此可以减小这些附接件的尺寸， 减少成本以及整个组件的质量。
优选地， 所述第三附接件或第三组附接件布置在第一附接件或第一组附接件下 面， 连杆的连接于第一结构上的第一端被布置在第三附接件或第三组附接件下方。这样就 使得连杆远离第一附接件或第一组附接件， 以更好地承担施加在横向的动量， 因此最常见 的原因是因为这是由处于工作中的涡轮发动机产生的纵向推力直接导致。但是， 第三附接 件可以不被放置在第一附接件和连杆的第一端之间， 例如在连杆的第一端下方， 这并不超 出本发明的保护范围。
优选的是， 沿纵向方向观察， 所述附接装置布置成 T 形， 第一附接件或第一组附接 件和第二附接件分别连接于容纳在机翼元件的前缘内的 T 形头部的端部， 并且第三附接件 或第三组附接件和连杆连接于 T 形底部。
这种特别的 T 形设计因其只有 T 形底部的全部或部分用于刺入双流涡轮发动机的 第二环形管道， 因此对第二流仅仅引起较小的气动干扰。 为了更进一步减小这些扰动， 优选的是从前部沿纵向方向看去， 第三附接件或第 三组附接件和第四组附接件都被悬挂支柱的第一结构遮挡。因此， 不再需要安装附加的整 流罩以遮挡这些附接件。
优选地， 第一附接件或第一组附接件由单独的附接件构成， 和 / 或第三附接件或 第三组附接件由单独的附接件构成， 同样可以设想由两个单独的附接件构成， 这也不超出 本发明所保护的范围。
优选地， 第一附接件或第一组附接件和第二附接件固定至机翼元件的前梁的上 端， 沿翼展方向活动。
优选地， 涡轮发动机为双流涡轮发动机， 包括风机罩和布置在风机罩下游的中间 匣， 及支撑结构臂的轮毂。
所述涡轮发动机包括第一结构外壳， 该第一结构外壳从中间匣的轮毂的下游延 伸， 该外壳参与减小涡轮发动机第二流的通道的内半径。
所述悬挂支柱的第一结构包括第二结构外壳， 该第二结构外壳安装在所述第一结 构外壳上， 且布置在其下游延长部上以便也参与减小第二流的通道的内半径。所述悬挂支 柱的第一结构还包括布置在第二流的通道中的偏离结构， 该偏离结构将第二结构外壳连接 至机翼元件， 并支撑所述悬挂支柱的附接装置的至少一部分， 优选为全部。
所述悬挂支柱的此第一结构与发动机的轴线距离最近的结构外壳形成一体， 因此 它的体积和整体质量都有利地被减少了。此外， 由于所述分别环绕发动机轴线的两个结构 外壳之间的固定， 令人满意地确保沿沿涡轮发动机的横向施加的动量的反作用， 因此减少 了涡轮发动机在此方向上的弯曲程度。
此外， 在涡轮发动机将安装在飞行器的机翼元件下方的情况下， 另一优点是可以 将支柱安装在机翼上同时又不会接触后者的脊线， 且使得涡轮发动机与地面保持足够的间 隙， 这些都是因为将第二结构外壳安装在离发动机轴线足够近的地方。
本发明还涉及包括至少一个如上所述的组件的飞行器， 机翼元件优选地包括飞行
器的主机翼。
本发明的其他优点及特征在下述非限定性实施例的详细说明中变得显而易见。 附图说明 本说明书据以下附图做出进一步说明。
图 1 是根据本发明优选实施例的用于飞行器的组件的纵向半剖视图， 其中发动机 组件被悬挂在机翼下方。
图 2a 和图 2b 是第一结构的两个透视图， 该第一结构传递属于如图 1 所示的组件 的发动机组件的悬挂支柱的力， 这两个图分别从两个角度拍摄。
图 3a 和图 3b 是装备涡轮发动机的第一结构外壳的两个透视图， 所述涡轮发动机 属于图 1 中所示组件的发动机组件的一部分， 这两个图分别从两个角度拍摄。
图 4 和图 5 分别是沿图 1 中线 IV-IV 和 V-V 的剖面示意图。
图 6 和图 7 分别与图 2b 和图 2a 类似， 示出了装有悬挂支柱的附接装置。
图 8 是前面附图中所示的悬挂支柱的第一结构的正视示意图。
图 9 是本发明另一优选实施例中的用于飞行器的组件的纵向半剖视图， 发动机组 件也悬挂在机翼下。
图 10 是图 9 中所示发动机组件的悬挂支柱的第一结构的后视示意图。
具体实施方式
参见图 1， 根据本发明优选实施例中的发动机组件 1， 可观察到飞行器中的组件 100。该组件包括机翼元件 6， 在此是飞行器的主机翼， 以及悬挂在机翼元件 6 下的发动机 1。
组件 1 通常包括涡轮发动机， 在此优选地为双流涡轮喷气发动机 2， 及可将涡轮喷 气发动机悬挂在飞行器的主机翼 6 下方的悬挂支柱 4。
在说明书以下段落中， 通常地， X 指的是涡轮喷气发动机的纵向， 其与涡轮喷气发 动机的纵向轴线 8 平行， 其也被称为发动机轴线。另外， Y 指的是涡轮喷气发动机的横向方 向， Z 指的是竖直方向， 或是高度， 这三个方向 X， Y， Z 互相垂直。
此外， 术语 “上游” 和 “下游” 是相对于涡轮喷气发动机的气体流动的主方向而言 的， 该方向由箭头 10 示意性示出。
在图 1 中， 可观察到涡轮喷气发动机 2 包括很多从上游至下游连续地相互固定的 机匣， 风机罩 12， 中间匣 14， 中央匣， 也称为气体发生匣 16， 之后是气体排放匣 18。 中间匣具 有在轴线 8 上定中心的轮毂 20， 臂 22 从所述轮毂 8 径向延伸， 支撑机匣 14 的外部套圈 24， 该套圈 24 位于风机罩 12 的下游延伸部。涡轮喷气发动机的短舱 26 围绕这两个元件 12， 24。
轮毂 20 处于分流嘴 30 的下游， 将进入风扇的气流 32 分为经过气体发生器的第一 气流 34 和通过为此而设计的环形通道 38 的第二气流 36， 所述环形通道也被称为第二环形 通道。
除了以上提到的各个机匣， 其中某些也可一体制成。涡轮喷气发动机包括从轮毂 20 下游延伸的第一结构外壳 40， 在所述第一结构外壳 40 在轴线 8 上定中心时大致沿着 X 方向。其下游端 40b 优选布置在涡轮喷气发动机的燃烧室 42 的紧下游， 处于一横向平面中。 其环状上游端 40a 通过螺栓附装在轮毂上， 其中多个螺栓 ( 未示出 ) 周向分布。在上游端 40a 彼此分隔开的大量螺栓使得其可以避免在涡轮发动机的工作期间外壳 40 椭圆化造成 的不良影响。
悬挂支柱 4 具有第一传力结构 46， 也被称为刚性结构， 以及第二结构 48， 所述第二 结构基本用于容纳设备， 也用来形成空气动力结构， 所述空气动力结构形成机翼 6 和涡轮 喷气发动机 2 之间的接合部。因此， 我们可以观察到第一结构 46 包括第二结构外壳 50， 所 述第二结构外壳也在轴线 8 上定中心， 且牢固地安装于第一外壳 40 的下游端 40b 上。因 此， 如前文所述， 第一和第二外壳 40， 50 之间的接合部位于第一燃烧室 42 的下游， 优选在紧 邻出口的横向平面中， 如图所示。此外， 第一结构 46 包括偏离结构 52， 所述偏离结构 52 从 外壳 50 沿方向 Z 延伸， 同样也在 X 方向向后延伸， 如图 1 所示。实际上， 可以观察到该结构 52 在后部装有附接装置 54， 该附接装置 54 在后续段落将进行进一步描述， 且允许将第一结 构 46 安装在机翼 6 的结构部分上， 特别是在它的向后限定机翼的前缘 55 的前梁 6a 上， 并 沿其翼展方向活动。
在发动机 1 中， 短舱 26 的内表面 58 在外径方向上限定第二流 36 的通道 38。此 外， 该通道 38 的内径由以下确定 ： 中间匣 14 的轮毂 20， 随后结构外壳 40 的外表面， 该结构 外壳 40 包括气体发生匣 16 的一部分， 还有结构外壳 50 的外表面， 该外表面位于第一外壳 40 的延伸部上。因此， 该偏离结构 52 竖直地延伸穿过第二流的通道 38， 与悬挂支柱 4 的第 二结构 48 的方式相同。 如图 1 所观察到的， 结构外壳 50 的下游端 50b 靠近气体发生匣 16 和排放匣 18 之 间的接合部。结果， 悬挂支柱的第二结构外壳 50 在燃烧室和气体排放匣 18 之间只延伸一 个较小的轴向部分。因为要将涡轮发动机安装在外壳 50 上， 外壳 50 的内表面的直径大于 涡轮发动机 1 的部分的最大直径， 该涡轮发动机的部分位于气体发生匣 16 和排放匣 18 之 间的接合部。
参考图 2a 和图 2b， 观察到悬挂支柱的第一结构 46。它可以形成一体， 或是由互相 紧密连接的元件构成。无论以何种方式， 结构外壳 50 形成了基本为环状的结构， 并绕发动 机轴线 8 延伸， 气体发生匣 16 的下游端穿过该结构。
在外壳的前端 50a 设置有附接装置， 其与第一结构外壳下游端的互补附接装置协 作。 该附接装置包括例如设置在中间竖直平面的两侧 ( 未示出 ) 的两个上附接件 60a， 每个 上附接件都只承担在 X 方向上施加的力。 或者所述附接装置包括两个中附接件 60b， 所述两 个中附接件 60b 设置在前述中间竖直平面的两侧， 且被所述外壳的直径面穿过， 每个附接 件都只承担施加在 Z 方向的力。最后， 所述装置包括被中间竖直平面穿过的下附接件 60c， 该下附接件 60c 只承担施加在 X 方向和 Y 方向的力， 不承担 Z 方向的力。因此可以在第一 结构外壳上得到安装结构， 该安装装置形成静定安装系统。
图 3a 和图 3b 示出第一结构外壳 40， 优选制成为一个整体， 或是通过将多个元件相 互固定而制成。 在该外壳的下游端 40b， 可以看到分别安装在附接件 60a， 60b 和 60c 对面的 互补的附接件 62a， 62b 和 62c。
另外， 我们可以观察到结构 40 上有用于入口 66 的孔， 所述入口 66 用于进入涡轮 喷气发动机的气体发生匣， 所述入口 66 由铰接在同一结构 40 上的活动门 68 封闭。这样，
在图 3a 中所示的关闭位置， 位于外部的门关闭入口 66， 并且参与限定涡轮喷气发动机的第 二流的内半径。但是， 当必须对发动机进行操作时， 门可以以图 3b 中所示的方式枢转以打 开入口 66， 从而允许进入由结构 40 限定的内部空间。
最后， 如图 3a 和图 3b 中所示， 外壳 40 具有向上和向后开放的狭缝 70， 该狭缝可允 许悬挂支柱的第二结构 48 通过。
虽然图 1 中并未示出， 但是规定第一结构外壳 40 通过以规则方式周向分布的多 个——如图 4 中所示的 3 个——连杆 72 连接至气体发生匣 16。通常在这种连杆通过彼此 端部铰接的构造可以解决匣 16 和结构 40 之间热膨胀率的差异的问题。可选地， 这些连杆 72 的接合部可以通过在第二结构外壳 50 的上游端 50a 上实现。
可替代地或同时地， 结构外壳 50 的下游端 50b 通过以规则方式绕轴线 8 周向分布 的系统 74 连接至气体排放匣 18 或气体产生匣 16， 或两者之间的接合部。该系统 74， 如图 5 中所示， 包括布置在两个元件 50， 18 之间的用于吸收两个元件 50， 18 的相对运动的预应力 弹簧。
参见图 6， 我们可以看到附接支柱的第一结构 46 的可选实施例， 实际上是特别地 在所述铰接的活动门设计的基础上增加了一个推力反向系统。 其他推力反向系统设计都是 可以允许的， 这些都不超出本发明所限定的范围。 因此， 推力反向系统 75 包括多个组件 76， 所述组件的每一个都具有门 78， 所述门 78 的后端可以铰接在外壳上 50。在涡轮喷气发动机的正常工作中， 门 78 用于贴靠在结构 外壳 50 的外表面上， 与之共同限定第二流的通道的内半径。 在该位置 ( 未示出 )， 铰接在外 壳 50 的下游端 50b 的门 78 具有前端， 该前端优选覆盖两个结构外壳 40， 50 的接合部。
为了保证门 78 展开， 每个组件 76 包括通过开口 82 的筒形致动装置 80， 该开口 82 被折叠状态的门 78 所覆盖。因此， 当筒形致动装置 80 接收到推力反向系统的致动指令后 展开， 门 78 绕自身旋转轴枢转， 并且在第二流通过时逐步打开。自然地， 所有沿轴线 8 周向 分布的门 78 同时展开。
一旦门 78 被展开， 循环通过通道 38 的第二流 36 冲击由展开的门 78 的组件构成 的径向障碍， 并径向向外逆流返回。
图 6 也示出附接装置 54 的一部分， 该部分将第一结构 46 附接至机翼 6。
该形成静定系统的装置， 首先包括插在机翼前梁 6a 上端和偏离结构 52 的上端之 间的第一附接件 101。 如同偏离结构 52 的上端， 该第一附接件 101 被设置成容纳于前缘 55。 因此其不会从第二环形通道中突出， 也不会引起第二流的任何扰动。其只是为了确保承担 施加于 X 方向和 Y 方向上的力， 而不承担施加于 Z 方向的力。
举个例子， 可通过固定在偏离结构 52 的上端的支架 102 实现力的反作用， 所述支 架沿着 Y 方向突出， 被沿方向 Z 的轴线 104 穿过。提供另一个固定到前梁 6a 的装配件 106， 在所述装配件 106 中竖直地形成有一孔 107， 轴线 104 从所述孔 107 中穿过。装配件 106 可 以布置在支架的两头间， 或相对支架向外。在以上两种情况下， 在支架 102 和装配件 106 之 间沿方向 Z 可以有相对位移。
装置 54 还包括第二附接件 108， 该第二附接件 108 也布置在机翼的前梁 6a 的上端 和偏离结构 52 的上端之间。该附接件 108 也被设计成容纳在前缘 55 中。优选地， 所述附 接件布置成使得第一和第二附接件 101， 108 位于通过轴线 8 的第一结构的中间竖直平面的
两侧， 该平面对应于发动机组件的中间竖直平面。 此外， 这两个附接件优选被布置在沿竖直 方向相同的高度。因此， 第二附接件不会突出至第二环形通道。第二附接件只是承担施加 于 X 方向上的力， 而不承担施加于 Y 和 Z 方向上的力。
作为示例， 可通过这样获得反作用力 ： 连接于偏离结构 52 的上端的装配件 110， 该 装配件沿着 Y 方向相对支架 102 突出， 被沿方向 Z 的轴线 112 穿过。还提供连接至前梁 6a 的另一个装配件 114， 该装配件 114 被沿方向 Z 的轴线 116 穿过。一个或两个小连杆 118 沿 X 方向延伸， 并且其端部与轴 112 和 116 铰接， 以在两个装配件 110， 114 之间形成机械连接。
图 7 示出了构成附接装置 54 的其它元件。
该图特别涉及插在机翼前梁 6a 的下端和偏离结构 52 的中后部之间的第三附接件 120。因此， 第三附接件 120 布置在机翼 6 下在第二环形通道中， 被设计为仅承担施加于 Z 和 Y 方向的力， 而不承担施加于 X 方向的力。
作为示例， 可以通过这样获得力的反作用 ： 设置连接偏离结构 52 的后面的装配件 122， 该装配件沿着 X 方向突出， 支撑沿 X 方向向后凸出的轴或销 124。还提供连接到前梁 6a 下端的另一个装配件 126， 该另一个装配件 126 具有沿纵向形成的孔 128， 轴线 124 从所 述孔 128 中穿过。在此， 装配件 122 和装配件 126 可以具有沿方向 X 的相对位移。 因此， 第三附接件 120 位于第一和第二附接件 102， 108 之下， 优选的是前述的中间 竖直平面通过该第三附接件， 附接件 102， 108 分别布置在所述中间竖直平面的两侧。
最后， 附接装置 54 包括第四附接件 129， 该第四附接件包括连杆 130， 所述连杆 130 向后延伸， 布置被轴线 8 通过的中间竖直平面， 同时沿方向 X 和方向 Z 倾斜， 例如相对这两 个方向以接近 45°的角度倾斜。
连杆的第一端通过被横向铰接轴 134 穿过的支架 132 以铰接方式连接到偏离结构 52 上， 支架 132 被附接到结构 52 的后面上， 位于第三附接件 120 下， 靠近结构 52 和外壳 50 之间的接合部。类似地， 连杆的相反端也通过支架 138 以铰接的方式连接到机翼 6， 横向铰 接销 140 穿过支架 138， 支架被附接到机翼 6 的底面下， 在梁 6a 下游的结构部件 6b 上。
借助于此设计， 连杆 130 只能承担施加在它本身方向上的力， 也就是说， 包括 Z 方 向分量和 X 方向分量的力。
根据上述设计， 静定的附接装置可以通过第一和第二附接件 102， 108 以及连杆 130 承担 X 方向上施加的力。另外， 它们也可以通过第一和第三附接件 102， 120 承担 Y 方向 的力， 通过第三附接件 120 和连杆 130 承担 Z 方向的力。
此外， 承担施加在 X 方向的动量是通过沿 Z 方向相互偏离的且通过承担 Y 方向的 力的第一和第三附接件 102， 120 而实现的。承担施加于 Y 方向的动量是通过沿 Z 方向偏离 的且分别承担 X 方向的力和连杆方向的力的第一附接件 102 和连杆实现的。最后， 承担施 加于 Z 方向的动量是通过在前缘 55 翼展内沿 Y 方向偏离的且承担 X 方向的力的第一和第 二附接件 102， 108 而实现。
附接装置 54 完全由上述元件构成， 即组件 100 没有任何其它的元件将支柱连接到 机翼上。
如图 8 中所示， 沿 X 方向观看， 装置 54 布置为 T 形， 第一附接件 102 和第二附接件 108 分别连接到容纳在前缘 55 中的 T 形头部， 第三附接件 120 和连杆 130 连接到 T 形的底 部， 装配在所述的中间竖直平面中且与偏离结构 52 相似。此外， 在此视图中， 我们可以观察
到附接件 102， 108， 120 和 129 都被偏离结构 52 遮挡住了， 因此它们无需空气动力学整流 罩， 因此仅在通过通道 38 的第二流中引起很小的气动干扰。
参考图 9 和图 10， 其示出根据本发明的另一优选实施例的用于飞行器的组件 100。 该组件具有前述图中的组件 100 所具有的很多特征。因此， 在这些图中， 具有相同附图标记 的元件是相同的元件或相似的元件。
在本实施例中， 只有产生反作用力的第一结构 46 的设计不同于前图中示出的结 构。 事实上， 其具有基本为长形箱子的形状， 其前端利用发动机附接件 150 固定到风机罩 12 的上端， 并且其后端在 Z 方向增大以支撑附接装置 54。此附接装置由上述相同的元件 102， 108， 120， 129 制成， 在此不再详述。
图 10 中示出实际上容纳在机翼的前梁 6a 所限定的前缘 55 中的两个附接件 102， 108， 且附接件 120 和 129 被箱 46 遮挡， 在此， 所有四个附接件也被布置成 T 形。
当然， 本领域技术人员可以对本发明进行不同的修改， 上述内容仅仅是非限制性 的实施例。