[发明专利]飞行器推进组件

说明书

技术领域

本发明涉及一种飞行器推进组件。

背景技术

一种飞行器推进组件，由发动机机舱和涡轮喷气发动机构成，其用于通过固定至涡轮喷气发动机和/或发动机舱的挂架，来悬挂至飞行器的固定结构（例如机翼或机身）。

涡轮喷气发动机通常包括所谓的上游段（包括安装有叶片的风扇）和容纳气体发生器的所谓的下游段。

风扇叶片由风扇壳体围绕，使得涡轮喷气发动机能够安装至发动机舱。

进一步地，为了确保涡轮喷气发动机和飞行器的固定结构之间的接界面处的力的传递，挂架例如包括由组装翼梁和侧板构成的刚性箱型结构。

悬挂组件设置在涡轮喷气发动机和挂架之间，该组件包括多个悬挂紧固件，形成用于吸收沿挂架分布的力的系统。

更具体地，这样的悬挂组件包括固定至风扇壳体和/或中间壳体的多个上游悬挂紧固件以及固定在涡轮喷气发动机的主壳体的下游悬挂紧固件。

该悬挂组件进一步包括用于吸收涡轮喷气发动机产生的推力的设备，该设备通常包括用于吸收推力的杆。

由于风扇壳体上的杆的推力吸收点和涡轮喷气发动机的纵向主轴线之间的偏离，导致了上述类型的悬挂组件在沿飞行器的横向方向施加的扭力矩方面反复出现问题。

由于该扭力矩以及用于承受涡轮喷气发动机推力的标准悬挂组件，导致涡轮喷气发动机的变形。

涡轮喷气发动机的这种变形引起风扇壳体和推进组件的转动部件（例如风扇的叶片或叶栅）之间的摩擦和/或涡轮喷气发动机的叶栅和其主壳体之间的摩擦。

这种摩擦损坏了转动部件，限制了涡轮喷气发动机的使用寿命并且降低了涡轮喷气发动机的性能。

这样的变形还可能导致推进组件的转动部件和涡轮喷气发动机的风扇壳体和/或主壳体之间的间隙，这也会降低涡轮喷气发动机的性能。

已经设计了多种悬挂组件来限制涡轮喷气发动机反复变形的情况。

然而，它们都不是完全令人满意的。

特别地已知一种悬挂组件，包括多个上游超静定悬挂紧固件，每个上游超静定悬挂紧固件设计成用于吸收沿三个方向和三个力矩施加的力，这种悬挂组件还包括安装在挂架和涡轮喷气发动机的外壳体或喷射壳体之间的下游悬挂紧固件，该下游悬挂紧固件设计成用于吸收沿涡轮喷气发动机的竖向方向施加的力。在这样的组件中，就可以撤掉用于吸收推力的设备。

这种悬挂组件使力路径的备援变得棘手，因此需要复杂的检查策略。

进一步，这样的悬挂组件为了弥补用于吸收推力的设备的移除，意味着要使用大尺寸的悬挂紧固件并且设置许多加强元件，这会对飞行器推进组件的重量带来不利影响。

推进组件过重的重量以及与涡轮喷气发动机悬挂紧固件有关的累赘物对涡轮喷气发动机的性能是不利的并且会使其恶化。

发明内容

因此，本发明的一个目的在于解决上述缺陷。

本发明的另一个目的在于提供一种飞行器推进组件，其有效地减小了涡轮喷气发动机的变形，并提供与现有的悬挂组件相比更轻的重量，从而显著地改善了涡轮喷气发动机推进组件的性能。

为了能够补偿具有飞行器推进组件的涡轮喷气发动机的磨损，其悬挂组件简单，高效并便于安装。

为此，本发明提供一种飞行器推进组件，其包括涡轮喷气发动机、支撑件以及插置在所述支撑件和所述涡轮喷气发动机之间的悬挂组件，所述支撑件确保扭力矩从悬挂组件传递至飞行器，所述悬挂组件的上游部分安装在中间壳体上，位于主壳体或风扇壳体的上游，并且所述悬挂组件的下游部分安装在所述支撑件上，其特征在于，所述悬挂组件包括如下悬挂紧固件：

-第一悬挂紧固件，其包括至少一个用于吸收推力的设备，并且配置成吸收沿从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向支撑件的纵向轴线的轴线的力，

-至少一个第二悬挂紧固件，其与第一悬挂紧固件相关联，配置成吸收沿涡轮喷气发动机的纵向轴线的力矩，并吸收沿垂直于涡轮喷气发动机的纵向轴线并垂直于从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向支撑件的纵向轴线的轴线的力，

-至少一个第三悬挂紧固件，其与第一悬挂紧固件相关联，配置成吸收沿垂直于涡轮喷气发动机的纵向轴线并垂直于从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向支撑件的纵向轴线的轴线的力矩，并吸收沿涡轮喷气发动机的纵向轴线的力，

根据其各自的配置情况，沿从涡轮喷气发动机的纵向轴线指向支撑件的纵向轴线的轴线的力矩被第一或第二或第三悬挂紧固件吸收。

根据本发明的推力反向器的其他可选特征，可以单独或组合来考虑：

-所述悬挂组件为均衡的;