用于涡轮喷气发动机短舱的后部组件的制作方法

本发明涉及一种用于涡轮喷气发动机短舱的后部组件，以及一种推进组件，所述推进组件包括装备有此类后部组件的短舱。

背景技术：

1、飞行器可由一个或多个涡轮喷气发动机提供动力，所述涡轮喷气发动机容纳在附接到飞行器的整流罩或机翼的短舱中。

2、图1中展示了包括短舱1的推进组件。

3、短舱1具有大体上管状结构，其包括限定上游进气口的唇缘2、旨在包围涡轮喷气发动机5的风扇4的中间组件3、包括固定内部结构7的后部组件6，所述固定内部结构可集成推力反向器和固定外部结构9。后部组件6包围涡轮喷气发动机5的燃烧室、压缩器和涡轮机。短舱通常终止于涡轮喷气发动机下游的排气喷嘴10中。

4、涡轮喷气发动机为涡轮风扇型的，其能够一方面产生来自燃烧室且在涡轮喷气发动机的核心隔室12中循环的热气流或主要流11，且另一方面产生来自风扇4且在涡轮喷气发动机外部在短舱的外部整流罩9与固定内部结构7之间的被称为冷管8的环形空间中循环的冷气流或辅助流13。

5、核心隔室12中的温度通常在100℃与400℃之间，而冷管8中的温度通常在-50℃与100℃之间。

6、如图2中所示，固定内部结构7包括壁20，所述壁将包括冷管8的冷部分与包括核心隔室12的接近发动机的热部分隔开。此热部分中所含的某些元件可能因其中占主导的高温所引起的热应力而磨损或损坏。对于布置在短舱的热部分中在附接支柱24处以及与所述支柱24相对且固定到固定内部结构7的壁20的减震器和阻尼器装置23来说尤其如此。

7、由于操作期间的机械应力，这些减震器和阻尼器装置23使得有可能限制固定内部结构7(特别是壁20)的移动。

8、图3详细示出固定到固定内部结构7的复合壁20中的一个的此类减震器和阻尼器装置23。

9、复合壁20包括面向冷部分8延伸的第一表层30和面向热部分12延伸的第二表层32，以及在第一与第二表层30，32之间形成多个单元的中间组件34。

10、减震器和阻尼器装置23位于热部分12中，并且需要冷却，以便防止在温度上升过高的情况下损坏。

11、减震器和阻尼器装置23借助于穿透第一和第二表层30，32的紧固部件36固定到复合壁20，使得它们能够通过与在冷部分8中循环的气流接触而冷却。

12、另外，复合壁20在第一和第二表层30，32中限定穿通开口38，其口部面向减震器和阻尼器装置，旨在将在冷部分8中循环的冷气流的部分40朝向所述减震器和阻尼器装置23传送，以便对其进行冷却。此类型的冷却开口38更详细地描述在申请fr 3 072908a1中。

13、可进一步改进用于涡轮喷气发动机短舱的元件的这些冷却系统。实际上，冷却开口38以及减震器和阻尼器装置23的紧固部件36所需的钻穿复合壁的孔需要额外的制造步骤并且减少了为涡轮喷气发动机提供隔音的复合壁20的总表面积。

技术实现思路

1、本发明旨在弥补这些缺点。为此目的，本发明的目标是一种用于涡轮喷气发动机短舱的后部组件，其包括旨在将冷部分与热部分隔开的至少一个复合壁，所述后部组件包括待冷却元件，复合壁包括第一和第二表层，所述第一和第二表层分别面向冷部分和热部分延伸，通过中间组件彼此隔开，所述中间组件包括由内壁定界的单元，

2、特征在于，第一表层包括连接冷部分和单元的多个穿通开口，内壁包括将单元彼此连接的穿通开口，并且第二表层包括至少一个穿通开口，所述至少一个穿通开口具有其面向待冷却元件的口部。

3、此类后部组件允许利用简化且更便宜的组件来改进待冷却元件的冷却，同时通过不必利用完全钻穿的孔来维持最大隔音。

4、复合壁可为推力反向器的固定内部结构的壁。

5、此类壁将冷区和热区隔开，并且极大地得益于用于掩盖涡轮机的噪音的显著隔音。

6、待冷却元件可为固定到复合壁的减震器和阻尼器装置。

7、待冷却元件通过穿透第二表层的紧固部件固定到复合壁，内壁中的开口被定位成距第二表层比距第一表层更近。

8、此类特征允许通过单元中的气流对紧固部件进行额外冷却，并且使得有可能消除完全穿透的紧固部件。

9、紧固部件与第一表层相距一段距离。

10、具体地，紧固部件并不穿透第一表层。

11、此类紧固部件进一步改进由壁实施的隔音。

12、冷部分可为涡轮喷气发动机短舱的冷管，并且热部分为用于接纳涡轮喷气发动机的核心隔室的空间。

13、例如，冷管是由短舱的外部整流罩和由复合壁限定的旨在容纳冷气流的环形空间。

14、核心隔室是位于推力逆向器的固定内部结构与发动机之间的区域。

15、单元可呈蜂窝结构，其在平行于第一和第二表层的平面中具有方形、矩形、三角形或六边形横截面。

16、第二表层可包括单个穿通开口，所述单个穿通开口具有其面向待冷却元件的口部，内壁中的开口以朝向此单个穿通开口会聚的方式布置。

17、替代地，第二表层可包括多个穿通开口，所述多个穿通开口具有其全部面向相同的待冷却元件的口部，相应的独立内部开口以朝向穿通开口中的每一个会聚的方式布置。

18、本发明还涉及一种推进组件，其包括短舱和接纳在短舱中的涡轮喷气发动机，所述短舱包括上文所描述的后部组件。

19、本发明进一步涉及一种飞行器，其包括上文所描述的至少一个推进组件。

20、所述飞行器可为飞机。

技术特征：

1.一种用于涡轮喷气发动机短舱(1)的后部组件(6)，其包括旨在将冷部分(8)与热部分(12)隔开的至少一个复合壁(20)，所述后部组件(6)包括待冷却元件(23)，所述复合壁(20)包括第一和第二表层(30，32)，所述第一和第二表层分别面向所述冷部分(8)和所述热部分(12)延伸且通过中间组件(34)彼此隔开，所述中间组件包括由内壁(42)定界的单元，

2.根据权利要求1所述的后部组件(6)，其特征在于，所述复合壁(20)是推力反向器的固定内部结构(7)的壁。

3.根据权利要求1所述的后部组件(6)，其特征在于，所述紧固部件(36)与所述第一表层(30)相距一段距离。

4.根据前述权利要求中任一项所述的后部组件(6)，其特征在于，所述冷部分(8)是所述涡轮喷气发动机短舱(1)的冷管，并且所述热部分(12)是用于接纳涡轮喷气发动机的核心隔室的空间。

5.根据前述权利要求中任一项所述的后部组件(6)，其特征在于，所述单元呈蜂窝结构，其在平行于所述第一和第二表层(30，32)的平面中具有方形、矩形、三角形或六边形横截面。

6.根据前述权利要求中任一项所述的后部组件(6)，其特征在于，所述第二表层(32)包括单个穿通开口(52)，所述单个穿通开口具有其面向所述待冷却元件(23)的口部，所述内壁(42)中的所述开口(44)以朝向此单个穿通开口(52)会聚的方式布置。

7.根据权利要求1至5中任一项所述的后部组件(6)，其特征在于，所述第二表层(32)包括多个穿通开口(52)，所述多个穿通开口具有其全部面向相同的待冷却元件(23)的口部，相应的独立内部开口(44)以朝向所述穿通开口(52)中的每一个会聚的方式布置。

8.一种推进组件，其包括短舱(1)和接纳在所述短舱(1)中的涡轮喷气发动机(5)，所述短舱包括根据前述权利要求中任一项所述的后部组件(6)。

技术总结一种用于涡轮喷气发动机短舱的后部组件，其包括将冷部分(8)与包括待冷却元件(23)的热部分(12)隔开的至少一个复合壁(20)，所述复合壁(20)包括第一和第二表层(30，32)，所述第一和第二表层分别面向所述冷部分(8)和所述热部分(12)延伸且通过中间组件(34)彼此隔开，所述中间组件包括由内壁(42)定界的单元。所述第一表层(30)包括连接所述冷部分(8)与所述单元的多个穿通开口(48)，所述内壁(42)包括将所述单元彼此连接的穿通开口(44)，并且所述第二表层(32)包括穿通开口(52)，所述穿通开口具有其面向所述待冷却元件(23)的口部。技术研发人员：弗朗索斯·贝莱特,蒙塞夫·姆’哈斯尼受保护的技术使用者：赛峰短舱公司技术研发日：技术公布日：2024/6/11