阅读说明：本技术 气体涡轮引擎安装布置结构 (Gas turbine engine mounting arrangement ) 是由 C.H.林 R.G.斯特雷顿 C.T.J.希夫 于 2019-07-18 设计创作，主要内容包括：本公开涉及气体涡轮引擎安装布置结构。提供了一种用于将飞行器气体涡轮引擎安装到飞行器上的安装布置结构。该安装布置结构包括引擎短舱。该引擎短舱包括远侧组件,该远侧组件包括部分环形引擎整流罩、由该引擎整流罩包围的气体涡轮引擎核心外壳、以及在引擎核心外壳和引擎整流罩之间延伸的远侧分叉,该远侧分叉沿第一方向延伸以限定第一轴线。该安装布置结构还包括近侧组件,该近侧组件具有被构造成将该近侧组件安装到引擎核心外壳上的安装架。该近侧组件还包括挂架,该挂架被构造成在引擎安装位置处将该近侧组件安装到安装位置,诸如该飞行器的机翼。(provides a mounting arrangement for mounting an aircraft gas turbine engine to an aircraft, the mounting arrangement including a nacelle including a partial ring shaped engine fairing, a gas turbine engine core casing surrounded by the engine fairing, and a distal prong extending between the engine core casing and the engine fairing, the distal prong extending in a direction to define a axis.)

气体涡轮引擎安装布置结构

技术领域

本公开涉及用于气体涡轮引擎的安装布置结构。

背景技术

在许多飞行器中，气体涡轮引擎在机翼下方安装被称为“短舱”的吊舱中。被称为“挂架”的联接装置将每个短舱安装到机翼上。

在许多低翼飞行器中，机翼安装到机身，使得机翼相对于地面成角度，其中机翼尖端比机翼根部高出地面更多。这种布置结构被称为“上反角”，并且通常用于提供滚转中增强的空气动力学稳定性。

因此，在这些情况下，引擎必须安装到不平行于地面的机翼上。有两种已知的用于将飞行器引擎安装到具有上反角的机翼上的常规布置结构。

在第一示例中，挂架竖直地安装，其中引擎悬挂在正下方。图1示出了此类布置结构。图1示出了飞行器的左翼1a，该飞行器具有安装在短舱3a内的引擎2a。提供了挂架4a，该挂架以一定角度安装到机翼1a上，使得挂架4a在垂直于地面5a的竖直方向上延伸。近侧分叉6a和远侧分叉7a从挂架4a延伸，以将引擎2a联接到挂架4a和短舱3a上，并且还沿竖直线延伸。在此类情况下，飞行器的左舷和右舷上的短舱3a和引擎2a可以是相同的，这降低了设计和制造成本。

在第二示例中，挂架垂直于远侧机翼表面安装，使得引擎的上止点(TDC)朝向机身向内滚转，以限定TDC和竖直平面V之间的角度α。这种布置结构可被称为倾斜挂架。此类示例示于图2中。在图2中，飞行器的左翼1b具有安装在短舱3b内的引擎2b。提供了挂架4b，该挂架垂直于机翼1b的远侧表面安装，使得挂架4b与地面5b成一定角度地延伸。近侧分叉6b和远侧分叉7b同样从挂架4b延伸，以将引擎2b联接到挂架4b和短舱3b，并且还沿与地面5b成一定角度的直线延伸。因此，在左舷和右舷上设置相同的短舱时，每个引擎的下止点的位置相对于竖直平面V成角度。这可能导致若干问题。例如，单个排放口不能设置在单一位置处，因为对于左舷和右舷位置处，短舱的底部是不同的。对于贮槽、油位观察镜等的设计也是如此。也可能出现其他问题。

安装在机翼上方的引擎也是为人所知的（例如，如Honda^™ HA-420 HondaJet^™中所用）。在机翼具有上反角的情况下，可能出现类似的问题。

发明内容

根据第一方面，提供了一种用于将飞行器气体涡轮引擎安装到飞行器上的安装布置结构，该安装布置结构包括：

引擎短舱，该短舱包括：

远侧组件，该远侧组件包括部分环形引擎整流罩、由引擎整流罩包围的气体涡轮引擎核心外壳、以及在引擎核心外壳和引擎整流罩之间延伸的远侧分叉，该远侧分叉沿第一方向延伸以限定第一轴线；

近侧组件，该近侧组件具有被构造成将该近侧组件安装到引擎核心外壳上的安装架，该近侧组件还包括被构造成在引擎安装位置处将该近侧组件安装到飞行器上的挂架，该挂架沿安装位置和引擎核心外壳之间的线延伸以限定第二轴线，其中该第二轴线垂直于飞行器在引擎安装位置处的表面，并且不平行于第一轴线。

因此，可将挂架安装成与安装位置成直角地延伸，同时可将远侧组件的远侧分叉安装成与地面成直角地延伸。因此，引擎可以安装在引擎短舱内，其中远侧分叉限定引擎下止点或任何其他预定轴线。因此，引擎的下止点对于左舷引擎和右舷引擎是重合的，同时具有用于这两个引擎的通用的远侧组件。

可将第二轴线和第一轴线间的角度限定在1°至30°。

近侧组件可包括部分环形引擎外壳，该外壳被构造成紧靠远侧组件的部分环形引擎外壳，使得近侧组件的部分环形引擎外壳和远侧组件的部分环形引擎外壳在组装时形成一个完整的环。

引擎可安装在机翼的下方，使得近侧组件在使用中安装在远侧组件的上方。

另选地，引擎可安装在机翼的上方，使得近侧组件在使用中安装在远侧组件的下方。

根据本发明的第二方面，提供了一种包括根据第一方面的安装布置结构的飞行器。

该飞行器可包括安装到该飞行器的左舷的第一引擎安装布置结构和安装到该飞行器的右舷的第二引擎安装布置结构。

每个引擎安装布置结构的远侧组件可以是基本相同的，而第一引擎安装布置结构的近侧组件和第二引擎安装布置结构的近侧组件在组装时可以是彼此关于第一轴线的镜像，或者可以相对于彼此旋转获得。

第一轴线可以对应于竖直轴线。

安装位置可包括飞行器的机翼，并且可包括飞行器的机翼的上表面或下表面。

另选地，安装位置可包括飞行器的机身，并且可包括飞行器的尾部。

本领域的技术人员将理解，除非相互排斥，否则关于任何一个上述方面描述的特征如作适当变动，可以应用于任何其他方面。此外，除非相互排斥，否则本文中描述的任何特征可以应用于任何方面以及/或者与本文中描述的任何其他特征组合。

附图说明

现在将参考附图仅以举例的方式来描述实施方案，其中：

图1为第一现有引擎安装布置结构的示意性前视图；

图2为第二现有引擎安装布置结构的示意性前视图；

图3为具有引擎安装布置结构的飞行器的示意性俯视图；

图4为根据本发明的第一引擎安装布置结构的示意性前视图；

图5为根据本发明的第二引擎安装布置结构的示意性前视图；

图6a和图6b分别为图4的引擎安装布置结构的远侧组件和近侧组件的示意性前视图；并且

图7a和图7b分别为图5的引擎安装布置结构的远侧组件和近侧组件的示意性前视图；

图8为根据本发明的第三引擎安装布置结构的示意性前视图；并且

图9为根据本发明的第四引擎安装布置结构的示意性前视图。

具体实施方式

参考图3，示出了飞行器10。飞行器10包括机身12、左翼14a和右翼14b，以及位于后端的尾部70。安装到每个机翼14a、14b上的是相应的引擎16a、16b，其通过图4和图5中更详细示出的安装布置结构来安装。

图4示出了短舱15a内的安装到左翼14a的左舷引擎16a的前视图。如图所示，机翼14a沿其翼展从根部延伸到尖端的方向上向上倾斜。这种布置结构被称为上反角。上反角的量通常将小于图4中所示的上反角的量，该图中的量被放大以提高清晰度。

机翼14a限定上表面18a和下表面20a。下表面20a限定展向轴线22a，该轴线在机翼14a的引擎安装点24a处平行于下表面20a延伸。

提供了近侧安装组件26a，其在图6b中更详细地示出。近侧安装组件被安装成靠近机翼14a下表面20a并且包括挂架28a，在安装时，将挂架28a的近侧端部在安装位置24a处安装到机翼14a。将挂架28a的远侧端部/径向内端联接到部分环形联接构件30a。联接构件30a包括沿周向间隔开的第一紧固件孔32a和第二紧固件孔34a。联接构件30a通常包括球形连接的连接杆，以允许关节运动来适应制造公差、机械位移和热位移。通常，在挂架和引擎之间将存在两个主连接点。前部安装架（如图6b所示）位于引擎重心的前方并且连接到所示的核心引擎或连接到风扇箱。通常还提供第二后部安装架平面（未示出），其通常位于后部静态结构上的引擎的后部。本发明的安装系统能够使用位于上止点(TDC)或12点钟位置处的常规引擎安装连接件连接到引擎。

近侧安装组件26a还包括部分环形挂架挡板36a。该挡板36a从挂架28a的任一圆周面开始延伸，并且径向地限定气体洗涤的内表面和外表面。

再次参见图4和图6b，可看出，挂架28a穿过挂架挡板36a在联接构件30a和机翼14a的引擎安装点24a之间延伸，以限定在安装点24a和联接构件30a之间延伸的第二轴线38a。第二轴线38a垂直于展向轴线22a延伸，使得挂架28a在安装位置24a处垂直于机翼远侧表面20a延伸。在该实施方案中，竖直轴线限定第一轴线。

还提供了远侧安装组件40a，并且在图6a中更详细地示出。应当理解的是，术语“近侧”和“远侧”是指与引擎安装所在的机翼表面的相对距离，其中“近侧”比“远侧”更靠近机翼。远侧安装组件40a包括包围引擎核心（未示出）的环形引擎核心外壳42a。引擎核心外壳42a由部分环形整流罩44a包围，该整流罩被构造成容纳引擎旁路风扇（未示出）。引擎核心外壳42a通过远侧分叉46a安装到整流罩44a。远侧分叉46a在引擎核心外壳42a和整流罩44a之间延伸以限定竖直轴线48a，当飞行器10在地面上时该竖直轴线垂直于地面5。因此，设置在引擎核心外壳42a内的引擎设备可位于由左舷引擎和右舷引擎上的远侧分叉46a限定的下止点处，这将在下文更详细地说明。

远侧安装组件40a还包括联接构件50a，该联接构件设置在引擎核心外壳42a的上止点处，并且具有紧固件孔52a、54a。部分环形间隙56a由整流罩44a端部之间的空间限定在远侧安装组件的上止点处。

再次参见图4，可以看出近侧安装组件26a和远侧安装组件40a是如何安装到一起的。近侧安装组件26a的紧固件孔30a、32a和远侧安装组件40a的紧固件孔52a、54a配合以允许紧固件诸如螺栓穿过，从而使近侧安装组件26a和远侧安装组件40a固定在一起。挂架28a在安装位置24a处安装到机翼14a，使得引擎16a安装到飞行器机翼14a。

如图所示，当近侧安装组件26a和远侧安装组件40a被安装到一起以形成短舱15a时，近侧安装组件挡板36a和整流罩44a形成连续环以径向地限定短舱15a的连续气体洗涤的内表面和外表面。可提供另外的紧固件（未示出）以在接合部将挡板36a紧固到整流罩44a。

现参见图7a和图7b，分别示出了用于右舷引擎16b的远侧安装组件40b和近侧安装组件26b。在图7a和图7b中，相同的参考标号用于相同的特征部，但附加有“b”而不是“a”。

从图6a和图7a的比较可以看出，远侧安装组件40b与远侧安装组件40a基本上相同，即每个部件的位置和几何形状基本上相同。因此，可制造用于左舷引擎16a和右舷引擎16b的通用远侧安装组件40a、40b。

参见图6a和图6b，一旦被安装到机翼14a上，挡板36a通常就相对于机翼14a和挂架38a固定或不可移动，而外管壁44a将与固定挡板铰接以用于引擎维护通道。内罩门42a也将与近侧结构铰接，要么安装在挂架上（铰接支撑来自结构30a），要么安装在引擎上（铰接支撑来自50a）。

位于核心外壳42a和整流罩44a上的引擎检修门将在上止点下方6点钟方位闩锁在一起。通过使铰链和闩锁点关于竖直中心线48a对称，罩门将自然地铰接闭合，从而改善了整流罩闩锁过程。

然而，用于右舷引擎16b的近侧安装组件26b不同于用于左舷引擎16a的近侧安装组件。如图所示，近侧安装组件26b实质上为近侧安装组件26a关于竖直轴线46b的镜像。因此，大致旋转对称的挡板36b和联接构件50b相对不变，但是挂架28b以角度θ设置，该角度θ与近侧安装组件26a的角度α大小相同但符号相反。

图5示出了安装以形成短舱15b的近侧安装组件26b和远侧安装组件40b，短舱15b安装到右翼14b。如图所示，远侧分叉在安装时也大致垂直于地面5延伸。

所述布置结构的若干优点是可实现的。首先，引擎16a、16b设置在同一取向，无论它们在左翼或右翼上的位置如何。因此，可提供通用的远侧安装组件，其中每个远侧安装组件具有需要位于下止点处的部件（诸如排放口、贮槽）和必须以一定角度或一定高度设置在位于该通用位置处的设备（诸如液面观察镜）上的其他设备。因此，降低了设计和制造成本。这继而导致两机翼上的引擎在它们的上止点和下止点之间具有当在地面上时与竖直轴线重合的线。这导致最佳安装的侧风性能和入口迎角性能。此外，由于引擎上止点位于相对于地面的12点钟位置，因此可以铰接面板以在一个通用闩锁点相遇，从而简化地面处理程序。通常需要适应飞行包线加上滚转余量—删除滚动余量。短舱排水。

每个挡板可根据每一机翼的局部空气动力学条件进行调整，而不需要调整引擎或短舱的其余部分，从而导致潜在的空气动力学的进一步改善。

图8示出了一种用于引擎安装的另选构型，其中吊舱式引擎短舱设置在机翼上方。

图8示出了飞行器的具有上反角的右翼114b，其中与前面的实施方案一样，引擎安装在机翼114b上方，但引擎安装不同。

该飞行器包括容纳在短舱115b内的引擎116b。如图所示，该引擎安装在设置在机翼114b的上表面118b处的安装位置124。提供了近侧安装组件126b。近侧安装组件126b类似于安装组件26b，但相对于布置结构26b倒置设置。换句话讲，安装组件126b被安装成靠近机翼114b上表面118b并且包括挂架128b，其中挂架128b的近侧端部在安装位置处安装到机翼114b。将挂架128b的远侧端部/径向内端联接到部分环形联接构件130b，该联接构件类似于第一实施方案的联接构件。

图9示出了包括第四引擎构型的飞行器210的前视图。如图所示，飞行器210同样包括机身212、左翼214a和右翼214b。还提供了引擎216a、216b。然而，在这种情况下，引擎216a、216b安装到机身212的侧面，而不是安装到机翼214a、214b。

如图所示，引擎216a、216b安装到相应的挂架上228a、228b。每个挂架从机身的侧表面突伸出，但被取向成背离水平面260（在该示例中限定第一轴线）成约10°的倾斜角。每个引擎216a、216b包括与飞行器机身212相邻定位的近侧安装组件226a、226b。近侧安装组件226b类似于安装组件26b，但被取向成相对于布置结构26b成90°。换句话讲，安装组件226b被安装成靠近机身侧表面并且包括挂架228a、228b，其中挂架228a、228b的近侧端部在安装位置224处安装到机身212，该安装位置位于飞行器尾部270，与飞行器后部相邻。挂架228a、228b的远侧端部限定分叉246a、246b，该分叉联接到部分环形联接构件230b，该联接构件类似于第一实施方案的联接构件。同样，分叉246a、246b竖直延伸以限定第二轴线，但应当理解，分叉可水平地延伸以限定第二轴线。每个挂架228a、228b的近侧端部与水平面成一定角度延伸，同时分叉246a、246b的端部在竖直平面261中延伸。

根据上述布置结构，可实现进一步的优化。在现有的设计中，短舱空气动力学设计是左舷引擎和右舷引擎之间的折中，因为短舱与地面之间以及短舱与机翼之间的相互作用产生在左舷引擎和右舷引擎上的不同位置上。例如，理想的进气道唇口设计将考虑唇口周边的不同气流，尤其是在下止点和旁侧（距上止点90度），以及引擎顶部的机翼处。考虑到相对于地面相同取向的左舷引擎和右舷引擎以及不同的近侧安装组件，可优化短舱空气动力学。此外，可优化齿轮箱贮槽以适应较低的液位，因为减小了贮槽取向的最大变化。因此，可以减少流体量，从而进一步减轻重量。

应当理解，本发明不限于上述实施方案，并且在不脱离本文中描述的概念的情况下可进行各种修改和改进。除非相互排斥，否则任何特征可以单独使用或与任何其他特征组合使用，并且本公开扩展到并包括本文中描述的一个或多个特征的所有组合和子组合。

例如，机翼可具有下反角（从根部到翼尖朝向地面倾斜）。引擎可为任何合适的旁路类型，诸如直接驱动或齿轮传动。