三流飞行器涡轮发动机的悬挂的制作方法

本发明涉及三流涡轮发动机的悬挂的领域，该三流涡轮发动机特别是飞行器的三流涡轮发动机。

背景技术：

1、现有技术特别包括文献wo-a1-2010/092263、fr-a1-2 981 989、fr-a1-2987 416、fr-a1-3 008 462、fr-a1-3 008 463、fr-a1-3 041 054、fr-a1-3 078 998以及us-b2-9091 207。

2、如图1所示，飞行器涡轮发动机10通常包括气体发生器12，气体发生器包括至少一个压缩机14、环形燃烧室16和至少一个涡轮18。

3、涡轮发动机10还包括由涡轮18的轴驱动的至少一个推进螺旋桨20。

4、气体发生器12包括用于使两个环形管道v1、v2分隔开的环形分流鼻部22，两个环形管道分别为位于气体发生器12内部的内主流f1的环形管道和围绕气体发生器12的外次级流f2的环形管道。

5、当推进螺旋桨20如在所示的示例中位于气体发生器12的上游时，推进螺旋桨被称为风扇，并且推进螺旋桨的目的是对吸入的空气进行加速。离开风扇的空气流的一部分围绕气体发生器12流动以形成次级流f2，次级流使得能够产生由涡轮发动机10产生的推力的大部分推力。离开风扇的空气流的剩余部分进入气体发生器12以形成主流f1。该空气在压缩机或每个压缩机14中被压缩，然后在燃烧室16中与燃料混合并燃烧。然后燃烧气体在涡轮或每个涡轮18中膨胀以使涡轮的转子旋转，并因此使推进螺旋桨20旋转。

6、螺旋桨20包括轮叶24，轮叶通常具有被称为桨距的角位置，角位置围绕与涡轮发动机10的纵向轴线x垂直的轴线y固定。即使在发动机的低速阶段(例如怠速)中，该桨距也被构造成使得所产生的次级流f2的流量足以供给安装在用于次级流f2的流动的管道中的流体/空气表面交换器26，流体/空气表面交换器可以是平坦的或者可以不是平坦的。需要这些交换器26来冷却涡轮发动机的设备。

7、图2和图3示出了用于悬挂图1的涡轮发动机10的两种可能构型。挂架28用于将涡轮发动机10附接和悬挂在飞行器的一部分(例如机翼46)上。挂架28沿着涡轮发动机10的纵向轴线x具有大致细长的形状。

8、涡轮发动机10包括上游悬挂构件48和下游悬挂构件50。在图2的悬挂构型中，下游悬挂构件50附接到涡轮发动机10的涡轮壳体52，上游悬挂构件48附接到涡轮发动机10的中间壳体54。推力吸收杆56从上游悬挂构件48延伸到气体发生器12。

9、在图3的悬挂构型中，下游悬挂构件50附接到涡轮发动机10的涡轮壳体52，上游悬挂构件48附接到涡轮发动机10的风扇壳体58。推力吸收杆56从下游悬挂构件50延伸到气体发生器12。

10、为了改善发动机的性能(更高的推力和更低的燃料消耗)，一些发动机架构旨在通过增加螺旋桨20的直径来增加涵道比(bypass ratio，bpr)。为了限制涡轮发动机10的质量，被定位成围绕推进螺旋桨20的护罩28(具有风扇壳体58)可以被移除，并且螺旋桨20的轮叶24可以被制成可操纵的(因此桨距可变)以控制涡轮发动机的推力水平。

11、然而，在一些阶段(例如地面怠速、启动或推力反向阶段)，次级流f2的流量不再足以用于涡轮发动机的热管理，热管理需要流体与空气之间的热交换以确保涡轮发动机的设备的冷却和涡轮发动机的最佳运行。

12、为了解决该问题，已经提出了提供专用于涡轮发动机的热管理的附加旁路流。

13、如图4所示，涡轮发动机10因此包括由气体发生器12的轴驱动旋转的次级螺旋桨30。该螺旋桨30位于用于主流f1的流动的管道v1中并且位于第二环形分流鼻部32的上游，第二环形分流鼻部使分别用于第一内流f11的流动和第二外流f12的流动的两个环形管道v11、v12分隔开。

14、交换器26被容纳在流动管道v12中并且由第二外流f12供给。如上所述，第一内流f11供给压缩机14。

15、图4使得能够示出气体发生器12，该气体发生器包括围绕轴线x延伸的两个环形隔室c1、c2。

16、第一环形隔室c1被称为热隔室，因为第一环形隔室相对靠近管道v11并因此更多地暴露于由压缩、燃烧室16和燃烧气体产生的热量。该热隔室c1在第二分流鼻部32与第一喷嘴34之间轴向延伸，第一喷嘴用于从一个或多个涡轮喷射第一内流f11。该热隔室c1还由分别为内壁和外壁的第一环形壁36和第二环形壁38径向界定，第一环形壁和第二环形壁围绕彼此同轴地延伸。第一壁36在外侧限定了用于第一内流f11的流动的管道v11，第二壁38在内侧限定了用于第二外流f12的流动的管道v12。

17、第二环形隔室c2被称为冷隔室，因为第二环形隔室较少暴露于热量中，这特别是由于第二环形隔室通过管道v12而与热隔室分隔开。该冷隔室c2在第一分流鼻部22与第二喷嘴40之间轴向延伸，第二喷嘴用于喷射第二外流f12。该冷隔室c2还由分别为内壁和外壁的第三环形壁42和第四环形壁44径向界定，第三环形壁和第四环形壁围绕彼此同轴地延伸。第三壁42在外侧限定了用于第二外流f12的流动的管道v12，第四壁44在内侧限定了用于次级流f2的流动的管道v2。

18、在涡轮发动机10中，很多设备被安装在大的热隔室c1中。冷隔室c2相对较小，并且被保留用于不能承受热隔室c1的温度的设备，特别是电子设备。

19、这种类型的安装有多个后果：

20、-热隔室c1中的设备应被热保护。这些热保护构成了要安装在已经非常受限的环境中的附加体积和质量，这倾向于阻碍对涡轮发动机进行检查和维护的可及性。

21、-对于对热量更敏感并且由于冷隔室的空间太有限而不能安装在冷隔室c2中的一些(电子)设备，必须在热隔室c1中增加局部通风。

22、-设备在热隔室c1中的使用寿命减少，该约束性环境对设备的设计具有影响：设备的技术的选择受到限制，并且设备的质量增大。

23、图5示出了用于悬挂图4的涡轮发动机10的可能构型。上游悬挂构件48和下游悬挂构件50位于冷隔室c2处。下游悬挂构件50连接到中间壳体54，并且推力吸收杆56从气体发生器12延伸到挂架28上的位于悬挂构件48、50的正下游处的附接点。

24、图6示出了另一类型的三流涡轮发动机10，在该三流涡轮发动机中，主螺旋桨20位于气体发生器12的下游。该主螺旋桨20是对转式无护罩螺旋桨对的一部分。

25、图6示出了用于悬挂涡轮发动机10的可能构型。上游悬挂构件48位于冷隔室c2处，下游悬挂构件50位于热隔室c1处。推力吸收杆56从气体发生器12延伸到挂架28上的位于悬挂构件48、50之间的附接点。

26、以上提到的不同悬挂构型具有如下约束：

27、-上游悬挂构件48和下游悬挂构件50位于与涡轮发动机10的纵向轴线x垂直的平面p1、p2中，平面p1、p2位于距彼此相对小的轴向距离(被称为中心距离)处，这在构件48、50中产生显著的力；

28、-由于涡轮发动机10的重心不在两个悬挂平面p1、p2之间的中间处，因此上游悬挂构件48与下游悬挂构件50之间的力的分布也是成问题的；以及

29、-涡轮发动机10的特别地由螺旋桨20产生的推力穿过壳体以通过连接杆56传递到挂架28。

30、本发明提供了使得能够解决这些问题中的一些或全部的解决方案。

技术实现思路

1、本发明涉及一种用于飞行器的三流涡轮发动机，该涡轮发动机具有纵向轴线并且包括：

2、-气体发生器，气体发生器包括至少一个压缩机、环形燃烧室和至少一个涡轮，

3、-至少一个主螺旋桨，至少一个主螺旋桨由气体发生器的轴旋转，

4、气体发生器包括：

5、-第一环形分流鼻部，第一环形分流鼻部用于使两个环形管道分隔开，两个环形管道分别用于位于气体发生器内部的内主流的流动和围绕气体发生器的外次级流的流动，

6、-第二环形分流鼻部，第二环形分流鼻部用于使分别用于第一内流的流动和第二外流的流动的两个环形管道分隔开，

7、-第一喷嘴，第一喷嘴用于喷射第一内流，

8、-第二喷嘴，第二喷嘴用于喷射第二外流，

9、-第一环形隔室，第一环形隔室被称为热隔室，第一环形隔室在第二分流鼻部与第一喷嘴之间以及在第一环形壁与第二环形壁之间轴向延伸，第一环形壁和第二环形壁分别为内壁和外壁，第一环形壁和第二环形壁围绕彼此优选地同轴地延伸，第一壁在外侧限定了用于第一内流的流动的所述管道，并且所述第二壁在内侧限定了用于第二外流的流动的所述管道，

10、-第二环形隔室，第二环形隔室被称为冷隔室，第二环形隔室在第一分流鼻部与第二喷嘴之间以及在第三环形壁与第四环形壁之间轴向延伸，第三环形壁和第四环形壁分别为内壁和外壁，第三环形壁和第四环形壁围绕彼此优选地同轴地延伸，第三壁在外侧限定了用于第二外流的流动的所述管道，并且所述第四壁在内侧限定了用于次级流的流动的所述管道，

11、-涡轮发动机的上游悬挂构件，上游悬挂构件位于与所述轴线垂直的第一平面中并且连接或附接到气体发生器，

12、-涡轮发动机的下游悬挂构件，下游悬挂构件位于与所述轴线垂直的第二平面中并且连接或附接到气体发生器，以及

13、-推力吸收杆，推力吸收杆包括第一端部和相对的第二端部，第一端部连接或附接到气体发生器，相对的第二端部位于与所述轴线垂直的第三平面中，

14、其特征在于，所述第一平面、第二平面和第三平面轴向地位于第一分流鼻部与第二喷嘴之间，并且所述上游悬挂构件和下游悬挂构件的至少一部分连接或附接到所述第三壁。

15、在本技术中，术语“上游”和“下游”是指涡轮发动机中的气体的流动方向。

16、因此，本发明提出使涡轮发动机的悬挂平面轴向地彼此靠近，并将涡轮发动机的悬挂平面定位在第三壁处，从而定位在气体发生器的冷隔室处。悬挂构件连接或附接到第三壁，第三壁因此被构造成将与涡轮发动机的重量和推力相关联的力传递到挂架。因此，该第三壁至少部分地为结构性的，这意味着第三壁具有使得第三壁能够确保上述力的传递的刚性和机械强度。

17、有利地，涡轮发动机在所述下游悬挂构件或推力吸收杆的下游没有附加悬挂构件，使得涡轮发动机以悬臂方式附接到挂架。

18、根据本发明的涡轮发动机可以包括被彼此独立地采用或被彼此组合地采用的以下特征中的一个或多个：

19、-下游悬挂构件附接或连接到所述第三壁；

20、-下游悬挂构件位于冷隔室中；

21、-上游悬挂构件附接到第三壁和/或第四壁；

22、-上游悬挂构件位于所述第一分流鼻部的正下游；

23、-所述推力吸收杆从上游悬挂构件或从这些构件的下游延伸到气体发生器上的连接点，这些连接点位于第三壁的内侧；

24、--所述连接点位于所述第二分流鼻部的上游；替代地，所述连接点可以位于所述第二分流鼻部的下游；

25、-所述第二壁和第三壁的至少一部分通过管状加强件或管状臂连接在一起以形成组件；

26、-第二壁和第三壁包括开口以及用于关闭这些开口的可移除舱门；

27、-所述组件形成为一体件的部段；

28、-所述组件包括第一部段和第二部段，第一部段为一体件，第二部段能够与第一部段分离并且第二部段本身能够为一体件或者由两个壳半部形成，两个壳半部围绕与所述纵向轴线大致平行的轴线相对于彼此铰接；

29、-至少一个热交换器位于所述第二外管道中，和/或至少一个设备位于所述冷隔室中，至少一个设备例如为附件箱或齿轮箱；

30、-所述至少一个主螺旋桨位于气体发生器的上游；

31、-所述至少一个主螺旋桨位于气体发生器的下游；

32、-涡轮发动机包括由气体发生器的轴驱动旋转的次级螺旋桨，该螺旋桨位于用于主流的流动的管道中并且位于所述第二环形分流鼻部的上游；

33、--挂架包括上游端部，该上游端部位于延伸到用于次级流的流动的管道中的两个相邻的定子轮叶之间、或者位于这些轮叶中的一个轮叶的根部处；

34、--上游悬挂构件位于在次级流管道中延伸的两个相邻的定子轮叶之间、或者位于这些轮叶中的一个轮叶的根部处；

35、--上游悬挂构件位于第一分流鼻部的下游，并且位于第二分流鼻部的上游或与第二分流鼻部成直线；

36、--所述组件附接到位于气体发生器的两个压缩机之间的壳体的下游。

37、本发明还涉及一种包括如上文所描述的涡轮发动机和挂架的组件，挂架用于将该涡轮发动机悬挂到飞行器，挂架具有大致细长的形状并且分别连接或附接到涡轮发动机的上游悬挂构件和下游悬挂构件。