[发明专利]航空器发动机组件

说明书

技术领域

本发明通常涉及一种如下类型的航空器发动机组件，其包括：涡轮喷气发动机、固定架以及插在该固定架与涡轮喷气发动机之间的多个发动机附件。

背景技术

以已知的方式，这种类型的发动机固定架被设置成在涡轮喷气发动机类型的发动机与装备有该组件的航空器机翼之间形成连接界面。它使得由其相关涡轮喷气发动机产生的载荷被传递至机身，并且还在发动机与航空器之间提供了用于燃油管、电气和液压系统、以及空气的路径。

为了保证载荷传递，发动机机架包括刚性结构(例如，“箱体”类型的)，即，通过经由横向肋接合在一起的翼梁和侧板的组装而形成。

安装系统插入在发动机与发动机机架的刚性结构之间，总体上该系统包括多个发动机附件，该多个发动机附件通常被分成为与发动机的风扇壳体或中心发动机壳体一体的前部和后部附件。

另外，安装系统包括用于传输由发动机产生的推力载荷的推力机架装置。在现有技术中，该装置具有例如两个侧推力连杆的形式，该侧推力连杆首先接合至发动机的风扇壳体的后部零件，其次接合至安装在发动机机架的刚性结构上的附件，例如后附件。

应该知道，指定发动机机架与插入在该发动机机架与航空器机翼之间的第二安装系统相关联，该第二系统通常由两个或三个附件构成。

最后，发动机机架具有用以在承载气动整流罩的同时分离和支撑不同系统的辅助结构。

尽管存在推力机架装置，但以本领域技术人员已知的方式，发动机产生的这些载荷通常或多或少地导致所述发动机明显的纵向弯曲，即，由沿航空器的横向方向施加的扭矩产生的弯曲。

当这种纵向弯曲发生时，具体地，在航空器的巡航阶段期间发生时，则在旋转的压缩机和涡轮叶片与发动机的中心风扇壳体之间遭遇增大的摩擦。

而且，应该注意，上述纵向弯曲现象及其导致的旋转叶片的摩擦现象，由于以下事实变得极为明显，即，在当前涡轮喷气发动机方面，对于日益增长的旁通比的探求不可避免地使得设计者相对于涡轮喷气发动机芯的直径增加风扇的直径。

所遭遇摩擦的主要后果在于发动机的早期磨损，其对于该发动机的寿命及其性能必然有害。在另一情况中，其中，提供了适当操作间隙以使得几乎不存在由纵向弯曲导致的任何接触，这样就极大降低了发动机的输出。

因此，为了解决这个问题，已经提出了实施包括第一前部发动机附件和第二前部发动机附件的多个发动机附件的方案，这两个前部发动机附件固定至发动机的风扇壳体并且关于由涡轮喷气发动机及其垂直方向所限定的平面对称地设置，第一和第二前部发动机附件的每个被设计成用于传递沿涡轮喷气发动机的纵向方向以及沿其垂直方向施加的载荷。

将第一和第二前部发动机附件设置在风扇壳体上提供了使它们彼此极大地隔离的可能性。由于以下事实，即，与其中设置在中心壳体附近的发动机附件不能彼此远离的传统方案中遇到的载荷相比，第一和第二前部发动机附件必须传递的与给定轴线中的某一力矩相关的载荷必然被削弱，所以这种有效隔离具有能够显著减小这些发动机附件尺寸的优点。

而且，在不再需要存在具有侧推力连杆的推力支架装置这种类型的布置的情况下，基本上借助于第一和第二前部发动机附件在风扇壳体上进行涡轮喷气发动机所产生的所有载荷的传递，这是因为，保持在发动机机架与中心壳体或排气壳体之间的唯一连杆优选由后部发动机附件形成，其主要作用是限制涡轮喷气发动机的后部零件的垂直震动。

因此，发动机附件的这种具体布置导致在中心壳体水平面处所遭遇的弯曲极大地减少，无论该弯曲是由于涡轮喷气发动机产生的推力载荷导致的，还是由于在航空器飞行的各个阶段期间可能遇到的骤风导致的。

因此，在弯曲方面的前述减少导致旋转的压缩机和涡轮叶片与中心发动机机架之间摩擦的极大降低，并因此极大地限制由于这些叶片的磨损而导致的输出功率损失。

然而，必须注意，到此为止没有任何设计已显示出其本身完全适合于第一和第二前部发动机附件(称为侧前部附件)。实际上，已知方案中遇到的问题首先主要是由这些附件的较大尺寸引起的，具体地是由于U形夹/连杆型组件的使用而引起的，其次是由于出现在剪切销水平面处的极大弯曲现象引起的，该剪切销被横向定位并且安装在涡轮喷气发动机上以及该组件的所述连杆上。

发明内容

因此，本发明的目的是提出一种航空器组件，该航空器组件至少部分地解决与现有技术实施例相关的上述缺陷，并且还提出了一种具有至少一个所述组件的航空器。