包括安装在两个不同部件上的接口空气动力学整流罩的用于飞行器的发动机组件

具体实施方式

首先参考图1和图2，可以看到用于飞行器的发动机组件1固定在该飞行器的机翼(未示出)下面，该组件1包括悬挂装置4、悬挂在该装置4下面的诸如涡轮喷气发动机的发动机6，以及发动机罩3，在图1中只示出了该发动机罩的前部。

约定地，在以下的所有描述中，称X为装置4的纵向方向，该纵向方向与涡轮喷气发动机6的纵向方向相似，该X方向平行于该涡轮喷气发动机6的纵向轴线5。另外，称Y为相对于装置4的横向方向，并且该横向方向与涡轮喷气发动机6的横向方向相似，以及称Z为垂直方向或高度方向，这三个方向X、Y和Z彼此正交。

另外，术语“前”和“后”相对于在涡轮喷气发动机6施加的推进力下飞行器的前进方向来考虑，这个方向由箭头7示出。

总体上，悬挂装置4包括刚性结构8，该刚性结构具有发动机6悬挂件，这些悬挂件包括多个发动机紧固件10，12，以及一个吸收由发动机6产生的推进力的装置14。

作为说明，注意到悬挂装置4包括另一组固定在刚性结构8上的紧固件(未示出)，该组紧固件能够确保将该组件1悬挂在飞行器的机翼下面。

并且，悬挂装置4包括多个连接在刚性结构8上的副结构。这些副结构在支撑空气动力学整流罩的部件的同时确保系统的隔离和保持，所述空气动力学整流罩的部件将会在下面描述。

如图所示，在涡轮喷气发动机6的前部具有限定风扇的环形通道20的大尺寸的风扇罩18，并且向后包括具有更小尺寸的中央罩22，在该中央罩中包含涡轮喷气发动机的核心。罩18和20彼此连在一起并且具有通常被命名为中间罩的连接件。最后，明确指出中央罩22通过排气罩(未示出)向后延伸。

如在图1中可以观察到的，装置4的发动机紧固件10，12的数量为两个，并且分别命名为发动机前紧固件和发动机后紧固件。发动机前紧固件10优选地设置在刚性结构8的前部和风扇罩18的上部(即径向端部)之间。该发动机前紧固件10被设计为传统的且本领域技术人员已知的形式，例如设置为用于吸收沿着X、Y和Z三个方向施加的力。

另一方面，发动机后紧固件12同样以传统的且本领域技术人员已知的形式实现，并且可以被设计为用于吸收沿着Y和Z方向施加的力，该发动机后紧固件设置在刚性结构8的更靠后的部分和中央罩22或排气罩之间。

吸收由发动机产生的推进力的装置14具有两个连杆的传统形式，每个连杆位于发动机6的一侧，每个连杆的前端安装在风扇罩或中间罩的后部上，并且后端被连接在发动机后紧固件12上或者该后紧固件附近的刚性结构8上。

在本发明的优选实施例中，刚性结构采用从前向后几乎沿着X方向延伸的箱体形式。

在图1中更好地示出了箱体8，该箱体采用了与通常见到的用于涡轮喷气发动机的悬挂架相似设计的挂架形式，尤其设置横翼肋9中的每一个为在YZ面上的矩形形状。

更具体地参照图2，在挂架4的副结构中包括前空气动力学结构24、后空气动力学结构26、前空气动力学结构和后空气动力学结构的连接整流罩28，以及后下空气动力学整流罩30。

总体上，这些副结构是与现有技术中遇到的且本领域技术人员已知的部件一致或相似的传统部件。更确切地，前空气动力学结构24(出于清楚的原因，在图1中只示出一个)通常安置在机翼的前部且固定在主结构8上，并且略高于主结构8。该前空气动力学结构在铰接在刚性结构上的风扇整流罩的上部和机翼的前缘之间具有空气动力学外形。因此，该前空气动力学结构24不仅具有支撑风扇整流罩和空气动力学整流罩的功能，还能够使不同系统(空气、电、液压、燃料系统)之间隔离和传输。

连接整流罩28直接位于安装在刚性结构8上的该结构24的后延伸部分中，也被称为“卡门(karman)”。然后，还是向后，连接整流罩28由后空气动力学结构26延伸，该后空气动力学结构包括液压设备的主要部分。该结构26优选地完全位于刚性结构8的后面，并且因此固定在飞行器的机翼下面。

最后，后下空气动力学整流罩30位于刚性结构8和后空气动力学结构26下面，也被称为“护罩(bouclier)”或“尾部支架整流装置”。该后下空气动力学整流罩的主要功能是形成防火屏障以及形成发动机的排气口和悬挂架之间的连续体。

还是参照图1和图2，可以看到发动机罩3的一部分，该发动机罩在它的前端包括固定在风扇罩18前部的进气口32，该进气口32后面直接跟随两个风扇整流罩34(由于是透视图，只有一个可视)，每个风扇整流罩铰接地安装在以上讨论的副空气动力学结构24上。尽管没有示出，但是传统设计的发动机罩3向后包括本领域技术人员已知的其它部件，诸如安装在刚性结构8上的推进力反向装置整流罩。

并且，进气口32在它的后上部分处具有空气动力学突出部分31，该突出部分位于挂架的前空气动力学结构24的前延伸部分中。更确切地并且如附图中可视地，如将会在下面详细解释地本发明的特点中的一个在于在突出部分31和前空气动力学结构24之间存在接口空气动力学整流罩。必然地，为了在上述拼接部件31、33和34之间获得更好的空气动力学连续性将会对它们进行研究，所述拼接部件在发动机组件1的上部处几乎沿着X方向延伸。如图1中可见，对齐的部件33，24对应于风扇整流罩34在一定纵向距离上整体延伸，所述部件33，24位于风扇整流罩的上方。

现在将会参照图3对前空气动力学结构24进行详细描述。

前空气动力学结构24具有支架40，该支架构成该突出部件(前空气动力学结构24)的结构部分。该支架整体上在风扇罩18上方延伸，并且如在图3中可清楚看到地，由本领域技术人员已知的传统方式构成，即由几乎沿X方向延伸的翼梁和向下开口的横向拱形结构(例如几乎半圆柱形)组装而成。在该图3中，还可以看到悬挂架4的刚性结构8的前部至少穿过该支架的第一拱形结构插入到该支架的内部。此外，由于上述发动机前紧固件10安装在刚性结构8的前端处，这意味着该前紧固件10部分地位于由支架的拱形结构限定的内部空间中。

为了保证将支架40安装在刚性结构8上以便使该支架可以从刚性结构向前突出，从而设置后悬挂件，所述后悬挂件优选地采用两个后半-紧固件的形式，所述两个后半-紧固件设置在刚性结构8的前部的相对两侧。如在图3中看到的，所示的这两个半-紧固件44a，44b优选地位于发动机前紧固件10后面。另外，这两个半-紧固件被对称安置在中垂面P的两侧，该中垂面通过发动机的纵向轴线5，该中垂面P整体上构成安装在飞行器的机翼下面的发动机组件的对称面。作为说明，设置支架40唯一地固定在挂架4上，而不固定在与挂架分开的构件上，该构件包括风扇罩18和与该风扇罩固定连接的进气口32。

支架40由空气动力学整流罩46以传统的方式覆盖，该空气动力学整流罩优选地唯一固定在该支架40上并且不固定在组件的任何其它部件上，该支架具有多个风扇整流罩34的铰接件，这些铰接件优选地安置在支架的两个侧翼梁的每一个上，所述两个侧翼梁设置在中垂面P的相对两侧。因此，这两个翼梁50中的每一个都具有多个铰接件48，所述铰接件连接在发动机罩的风扇整流罩34中的一个上，每个翼梁50携带的这些铰接件48可以可选择地构成已给风扇整流罩的所有或部分悬挂件。在图3所示的例子中，设置在已给翼梁50上的铰接件48(例如数量为3个)与第四个铰接件(未示出)相配合，该第四个铰接件位于其它三个铰接件的向前的延伸部分上。自然地，对于两个风扇整流罩34中的每一个，设置在支架40上的铰接件48和一个或多个位于前面的铰接件48根据风扇整流罩34的铰接轴来设置。

现在参照图4，可以看到接口空气动力学整流罩33的后端连接在支架40上并且接口空气动力学整流罩33的前端连接在进气口32上，更确切地连接在进气口的突出部分31上。

为此，接口空气动力学整流罩33装配有第一悬挂件52或者后悬挂件，该后悬挂件用于与支架40的前端配合，以及装配有第二悬挂件54或者前悬挂件，该前悬挂件用于与进气口32配合。

更确切地，第一悬挂件52主要包括紧固件56，如图4中的箭头所示，该紧固件被设计为吸收沿Y和Z方向施加的力，但是不吸收沿X方向施加的力。该紧固件被安置在接口空气动力学整流罩33的后端的中上部处，因此被上述中垂面P穿过。并且悬挂件52还可以包括两个附加的(即“可调节的”)半-紧固件58a，58b，每个半-紧固件唯一地能够吸收沿着Z方向的力。另一方面，这两个半-紧固件58a，58b被分别对称安置在中垂面P两侧的接口空气动力学整流罩33的后端的两个侧端处，该中垂面通过发动机的纵向轴线5。

另外，第二悬挂件54主要包括紧固件60，如图4中的箭头所示，该紧固件被设计为吸收沿着X、Y和Z方向施加的力。该紧固件被安置在接口空气动力学整流罩33的前端的中上部处，因此被上述中垂面P穿过。并且悬挂件54还可以包括两个附加的半-紧固件62a，62b，其中一个是固定的，另一个是“可调节的”，每个半-紧固件唯一地能够吸收沿着Z方向的力。另一方面，这两个半-紧固件62a，62b被分别对称安置在中垂面P两侧的接口空气动力学整流罩33的后端的两个侧端处，该中垂面通过发动机的纵向轴线5。

因此，悬挂件52，54包括四个垂直紧固件58a，58b，62a，62b，其中三个紧固件彼此之间是可调节的/可调整的，以便将接口空气动力学整流罩33容易地安装在发动机组件1上。

图5和图6示出了与上述紧固件不同的紧固件的实施例。因此，注意到紧固件56可以采用销钉64的形式，该销钉沿着X方向从接口空气动力学整流罩33的后端向后延伸，并且穿过由支架40的最前面的拱形结构携带的配件66。当在接口空气动力学整流罩33的后端上设置两个向下的垂直挡块68a，68b，并且在支架40的最前端的拱形结构的两端设置两个向上的挡块70a，70b时(分别设置为与挡块68a，68b对齐)，获得两个半-紧固件58a，58b。当然，设置螺钉类型的组装件用于将挡块两两相连。

另一方面，可以看到紧固件60可以采用配件72的形式，该配件沿着面XZ从接口空气动力学整流罩33的前端向下延伸，并且容纳在支架(chape)74的两个顶端(tête)之间，该支架固定在进气口32的后端，离进气口的突出部分31非常近。当连接轴(未示出)沿着X方向延伸时，该连接轴用于穿过支架74的两个顶端和配件72。

当在接口空气动力学整流罩33的前端设置两个向下的垂直挡块76a，76b，并且在进气口32的后端上(更确切地在进气口的突出部分31的底部处)设置向上的垂直挡块78a，78b时，获得两个半-紧固件62a，62b。当然，这些垂直挡块78a，78b分别与挡块76a，76b对齐设置，并且设置螺钉类型的组装件将挡块两两相连。

因此，上述紧固件允许接口空气动力学整流罩33充当这样的一个“车厢”，即该车厢在进气口32的空气动力学突出部分31和支架空气动力学整流罩46之间，并且因此避免在这些部件之间产生太严重的错位。作为说明，该接口空气动力学整流罩33唯一具有空气动力学功能，从而该接口空气动力学整流罩33可以由本领域技术人员已知的用于该类型应用的壁板或类似物来实现。然而，该接口空气动力学整流罩33也可以配备框架，这样做是为了支撑上述紧固件的简单目的。在这种情况下，接口空气动力学整流罩33集成框架，然而该框架的作用不是保证结构功能(诸如由支撑风扇整流罩34的邻近支架40实现的功能)，因此，如有必要板壁和框架可以由一块材料制成。

现在参照图7，可以看到根据本发明的第二实施例的发动机组件的一部分。该实施例不同于第一个实施例，主要地在该第二实施例中，风扇整流罩的支架不再固定安装在悬挂架上，而是安装在上述构件上，更具体地安装在风扇罩上。

因此，优选地，不再设置悬挂架的用于支撑风扇整流罩的前空气动力学结构，因此该结构或相似的空气动力学结构安置在进气口32的突出部分31的后延伸部分，与图1中可见的标号24相同。

总体上，该结构24实际上包括固定连接在风扇罩上的支架40，以及覆盖支架并且位于突出部分31的后空气动力学连续体中的支架空气动力学整流罩46。

第二优选实施例的特点中的一个在于在空气动力学结构24和悬挂架4(更确切地悬挂架的连接整流罩28)之间存在接口空气动力学整流罩33。必然地，为了在上述拼接部件24，33，28之间获得更好的空气动力学连续性，从而对它们进行研究，所述拼接部件几乎沿着X方向在发动机组件1的上部延伸。如图7中所示，突出部件24，33对应于风扇整流罩34在一定纵向距离上整体延伸，它们位于风扇整流罩的上方。

类似于在第一实施例中提到的在支架空气动力学整流罩46和连接整流罩28之间的对齐接合，在该第二实施例中的突出部分31和支架空气动力学整流罩46之间的对齐接合不具有任何应力，因为所述两个部件与发动机的风扇罩连在一起。

优选地，接口空气动力学整流罩33具有与参照图4的上述设计相同的设计。并且该接口空气动力学整流罩装备有相似的悬挂件，因此后悬挂件52构成第二悬挂件，该第二悬挂件连接在连接整流罩28上，并且前悬挂件54构成第一悬挂件，该第一悬挂件连接在支架40上。

图8和图9示出了对于构成悬挂件52，54的不同紧固件的实施例。因此，观察到紧固件56可以采用销钉80的形式，该销钉从接口空气动力学整流罩33的后端向后沿X方向延伸，并且穿过由连接整流罩28的最前面的拱形结构携带的配件82。当在接口空气动力学整流罩33的后端上设置两个向下的垂直挡块84a，84b，并且在连接整流罩28的最前端的拱形结构的两端设置两个向上的垂直挡块86a，86b时(分别设置为与挡块84a，84b对齐)，获得两个半-紧固件58a，58b。当然，设置螺钉类型的组装件用于将挡块两两相连。

另一方面，可以看到紧固件60可以采用配件88的形式，该配件沿着面XZ从接口空气动力学整流罩33的前端向下延伸，并且容纳在支架90的两个顶端之间，该支架固定于集成在支架40上的空气动力学结构24的后端。当沿着X方向延伸时，连接轴(未示出)用于穿过支架90的两个顶端和配件88。

当在接口空气动力学整流罩33的前端设置两个向下的垂直挡块92a，92b，并且在集成在支架40上的空气动力学结构24的后端上设置向上的垂直挡块94a，94b时，获得两个半-紧固件62a，62b。当然，这些垂直挡块94a，94b分别与挡块92a，92b对齐设置，并且设置螺钉类型的组装件将挡块两两相连。

因此，上述紧固件允许接口空气动力学整流罩33充当这样的一个“车厢”，即该车厢在支架空气动力学整流罩46和连接空气动力学整流罩28的前部之间，并且因此避免在这些部件之间产生太严重的错位。

当然，本领域技术人员可以提供以上唯一地作为非限制的例子描述的本发明的多种变型。在这方面，尤其可以指定发动机组件1表现为用于悬挂在飞行器机翼下面的结构，该发动机组件1还可以表现为不同的结构，该结构能够安装在该机翼的上面，甚至安装在该飞行器的机身后部上。