[发明专利]用于涡轮机的设置有热保护元件的支承挂架

说明书

技术领域

本发明涉及一种用于涡轮机的支承挂架，该支承挂架包括热保护元件，该热保护元件设置在所述挂架的侧壁的外表面上，以保护所述挂架免于由热引起的加热。

背景技术

在文献US7988092中公开了在挂架的侧壁的外表面上安装涡流产生装置。这样的涡流产生装置通过在其接收入射气流(飞行器外部的空气)时产生冷空气涡流来向挂架提供额外的热保护。涡流在机翼末梢的下游逸出并且穿过沿着挂架朝向机翼流动的热气流，从而导致所述热气流的路径的偏移和所述热气流的冷却。

发明内容

本发明的目的是对用于挂架的额外的热保护的元件进行改进。为此，本发明涉及一种用于飞行器涡轮机的支承挂架，该支承挂架的总体形状为由侧壁限定的盒，侧壁中的至少一个侧壁具有外表面，热保护元件固定至该外表面，所述元件是可因温度的升高而在被称为缩回姿态的第一姿态与被称为部署姿态的第二姿态之间变动，其中，在第一姿态中，所述元件与外表面对准，在第二姿态中，所述元件从外表面突出。

本发明提供了热保护元件，该热保护元件能够被自动地部署-缩回，但是仅是在有必要保护挂架的部件免于由热引起的加热时才被自动地部署-缩回。热保护元件100在其缩回姿态中产生低阻力。

本发明的其他优点和特征将由以下详细的非限制性描述而公开。

附图说明

该描述是参照附图作出的，在附图中：

-图1是机翼、发动机组件的示意图，发动机组件包括附接在所述机翼下方的根据本发明的挂架以及附接至所述挂架的涡轮机，该挂架包括热保护元件，该热保护元件固定至挂架的侧壁以保护所述挂架免受由涡轮机喷出的热气体的影响；

-图2是图1的挂架的沿由箭头A所表示的方向的示意图，并且图示了根据本发明的第一实施方式的能够部署到缩回姿态中的热保护元件；

-图3是类似于图2的视图，图示了处于部署姿态中的热保护元件；

-图4是图1的挂架的沿由箭头A所表示的方向的示意图，并且图示了根据本发明的第二实施方式的能够部署到部署姿态中的热保护元件。

具体实施方式

参照图1，已经示出了固定在飞行器的机翼2的下方的发动机组件1。发动机组件除了包括涡轮机6——例如涡轮喷气发动机——之外还包括根据本发明的支承挂架4，该涡轮机6经由挂架4附接在机翼2的下方并且由发动机舱3包围。

挂架4的总体形状为由侧壁限定的盒。挂架4以已知的方式包括刚性结构，该刚性结构也称为主结构10，该主结构10允许涡轮机6通过已知的装置而被支承。此外，挂架4包括形成主结构10的整流罩的二级结构。特别地，二级结构包括前空气动力结构20，后空气动力结构25和位于后空气动力结构的下方的后空气动力整流罩30(或APF后挂架整流罩)。

每个二级结构都呈由形成挂架的侧壁——分别是左侧壁和右侧壁——的左侧壁和右侧壁限定的开口盒的形状。因此，后空气动力结构25具有左侧壁25a和右侧壁25b(在图1中仅示出左侧壁)，并且后空气动力整流罩30具有左侧壁30a和右侧壁30b(在图1中仅示出左侧壁)。每个侧壁具有与空气对准的外表面。后空气动力整流罩30还包括形成挂架的下壁的基部31。

术语“前”和“后”是相对于飞行器的由于涡轮喷气发动机6施加的推力而引起的向前行进方向来考虑的，该方向由箭头7示意性地示出。术语“左”和“右”是相对于挂架4的中间平面S来考虑的，所述中间平面S将挂架分成相对于所述平面基本对称的左部分和右部分。

双流式涡轮机6包括喷射部，该喷射部例如由喷射锥体41和围绕该喷射锥体的两个同心的喷嘴42、43组成。在操作期间，涡轮机经由喷射部喷射称为二级气流的冷气流F(温度为100℃至150℃)和称为主气流的热气流C(温度为180℃至300℃)。主气流C与后空气动力整流罩的基部31相接触，而二级气流F与后空气动力整流罩30的左侧壁30a和右侧壁30b的外表面相接触。

涡轮机出口处的主气流C趋于朝向机翼2上升并且形成在后空气动力整流罩的侧壁30a-30b和后空气动力结构的侧壁25a-25b的外表面上移动的热空气的边界层。边界层被限定为介于挂架的侧壁25a-25b、30a-30b的外表面与边界层处的外部冷气流E(温度<100℃)之间的热气流(主气流C)的深度。边界层处的外部冷空气E是边界层处的外部空气与由涡轮机喷射的二级气流之间的混合物。