[发明专利]安装在悬挂架和发动机舱进气口上的风扇罩的支撑托架

说明书

技术领域

本发明通常涉及一种用于飞行器发动机组件，其包括发动机、 发动机悬挂装置以及发动机舱，该发动机舱包围发动机并设置有风 扇罩和进气口，上述悬挂装置包括刚性结构和前空气动力结构，风 扇罩铰接在该前空气动力结构上。

这种类型的悬挂装置(也被称为悬挂架或“EMS(发动机安装 结构)”)总体上允许将诸如涡轮喷气发动机的发动机悬挂在飞行器 机翼下面，或将该发动机安装在该机翼上面，或将该发动机组装在 飞行器机身后部上。

背景技术

实际上，这种悬挂装置被设置为构成发动机和飞行器机翼之间 的连接接口。

该悬挂架允许将由相关发动机产生的力传递到该飞行器的结 构，并且还允许燃料、电气和液压系统、以及发动机和飞行器之间 空气的布线(cheminement)。

为了确保力的传递，悬挂装置包括刚性结构(也称为主结构)， 该刚性结构通常为“箱体”类型，即通过上、下纵梁和侧壁板的组 装而形成，在所述侧壁板之间由横肋连接。

另一方面，悬挂装置具有设置在发动机和刚性结构之间的悬挂 件，这些悬挂件总共包括两个发动机紧固件和一个吸收发动机产生 的推进力的装置。现有技术中，该吸收装置通常包括两个侧连杆， 所述侧连杆一方面连接到发动机壳体(如风扇壳或中间壳)，另一 方面连接到固定在中央壳或喷射壳上的后发动机紧固件。

同样地，悬挂装置还包括另一组紧固件，该另一组紧固件构成 介于刚性结构和飞行器机翼之间安装系统，该安装系统通常由两个 或三个紧固件组成。

此外，悬挂架设置有多个副结构，该副结构尤其确保系统的分 隔和保持，同时支撑空气动力学整流罩的元件，空气动力学整流罩 的这些元件通常采用集成到这些副结构中的壁板或罩的形式。以本 领域技术人员已知的方式，副结构与刚性结构(也称为主结构)不 同，这是因为这些副结构不是用于确保传递来自发动机且必须向飞 行器机翼传递的力。

在副结构中，具有位于悬挂架刚性结构前面的前空气动力学结 构，该前空气动力学结构不仅具有空气动力学整流罩的功能，而且 允许不同系统(空气、电气、液压、燃料)的安装、分隔和布线。 此外，该前空气动力学结构支撑相关发动机的风扇罩，而推进力反 向器罩(capots d’inverseur de poussée)通常由悬挂架的刚性结构支 撑。

在现有技术的解决方案中，前空气动力学结构通常包括托架 (berceau)，该托架覆盖有空气动力学整流罩并固定在空气动力学 整流罩上。空气动力学整流罩也称为空气动力学整流罩壁板或元 件，因此空气动力学整流罩覆盖该托架，该托架充当支撑风扇罩的 结构角色。

上述托架通常通过适当的悬挂件安装在刚性结构上。然而，当 发动机组件受到相当大的应力时，如在起飞和着陆过程中或在强湍 流中飞行时遇到的应力，前空气动力学结构的托架在刚性结构上的 固定连接导致发动机组件的总体几何形状的明显变化，且更具体地 是导致发动机舱的整体几何形状的显著变化。具体地，有时可观察 到伴随有发动机变形的发动机舱的进气口和风扇罩之间的失配，该 风扇罩安装在与悬挂架的刚性结构连在一起的所述前空气动力学 结构上，因此该前空气动力学结构也可与该发动机舱进气口分离。

所观察到的现象明显引起阻力()，这会损害飞行器的整 体性能。

此外，将托架连接在悬挂架的刚性结构上的该解决方案导致其 向前突出，这导致相关的质量引起的相当大的机械应力。

此外，当固定支撑空气动力学整流罩的托架不再安装在悬挂架 的刚性结构上，而是唯一地安装在与发动机舱的进气口连在一起的 发动机风扇壳上时，也会遇到类似现象。在这种情况下，有时可在 与风扇壳连在一起的托架的空气动力学整流罩和悬挂架的其他空 气动力学整流罩(特别是被称为连接整流罩的更靠近后部设置的整 流罩)之间观察到失配。

此外，当托架安装在发动机的风扇壳上时，这通常导致对于扇 叶损耗现象(也称为“扇叶输出(Fan Blade Out)”现象)难以证明 前空气动力学结构的强度(tenue)，因为固定安装在风扇壳上的前 空气动力学结构遭受与风扇壳同样的加速/位移。为了解决这些困 难，要求对安装在风扇壳上的托架执行扇叶冲击阻力测试，然而该 类测试还不成熟。