用于将气体涡轮引擎附接到飞行器挂架的支撑结构的制作方法

1.本发明涉及一种用于将气体涡轮引擎附接到飞行器挂架的支撑结构。


背景技术：

2.用于将引擎附接到飞行器挂架的支撑结构通常包括前安装架和后安装架(如例如us 2020/0207481和fr 3 079 212-a1中所示)。这些被构造成将载荷和扭矩从引擎传递到飞行器挂架。已知通过尽可能远地向前移动前安装架，可减小核心壳体变形，由此可改善核心尖端间隙和引擎性能。然而，将传统前安装附件向前移动到例如风扇出口导流叶片(以下称为fogv)的基部，导致挂架向前延伸，并且因此需要在旁路导管中具有较长的上部分叉或需要用于覆盖前安装架的局部泡罩整流装置，这两种情况都造成气动性能损失，在具有高旁通比和低压力比的排气系统中，气动性能损失可能尤其严重。因此，希望提供一种能够避免此类气动性能损失的另选支撑结构。
3.此外，向前移动传统的前安装架(例如，使得它在铰接式推力反向器单元的前面)在执行安装和拆卸任务时可能影响接近引擎。因此，还希望提供在任何固定整流装置后方具有引擎到挂架的断开点的支撑结构，固定整流装置限定核心引擎前部部分或任何周向热交换单元的气动管线，用于实现引擎从飞行器挂架的轻松断开和改善的维护通路。固定整流装置可指例如安装在引擎上的核心整流装置，其通常是附连在从fogv的下游延伸到与推力反向器单元(下文称为tru)的交接部的内部风扇导管壁上的面板，并且这些整流装置可被移除以接近其下方的任何单元。由于tru门可铰接打开以便接近引擎核心，因此希望在固定面板的后部具有引擎到挂架的断开点，从而在tru门打开时实现改善的通路。
4.根据以上考虑设计了本发明。


技术实现要素：

5.在第一方面，本发明提供一种气体涡轮引擎，该气体涡轮引擎包括用于将引擎附接到具有前连接面的飞行器挂架的支撑结构；
6.其中引擎还包括：
7.引擎核心，该引擎核心包括涡轮、压缩机和将涡轮连接到压缩机的芯轴，以及
8.核心壳体，该核心壳体围绕引擎核心；
9.其中支撑结构包括：
10.引擎侧对接构件，该引擎侧对接构件定位在核心壳体的外侧并与核心壳体径向地间隔开，该引擎侧对接构件围绕核心壳体的上半部从引擎侧对接构件的位于核心壳体的一侧上的底端周向地延伸到位于核心壳体的相对侧上的相对底端，
11.挂架侧对接构件，该挂架侧对接构件被构造成接合到前连接面并对接引擎侧对接构件，该挂架侧对接构件还围绕核心壳体的上半部周向地延伸，以及
12.位于引擎核心上方的顶部v形连接构造和位于引擎核心的相对横向侧上的一对侧面v形连接构造，每个v形连接构造由在顶点处相交的一对连接构件形成，顶部v形连接构造
的顶点接合到引擎侧对接构件的顶部，侧面v形连接构造的顶点分别接合到引擎侧对接构件的底端，并且连接构件从其相应顶点向前延伸以接合到核心壳体处的相应前固定点；并且
13.其中引擎侧对接构件和挂架侧对接构件通过多个周向地间隔开的连接连杆接合，连接连杆构被造成将滚动扭矩载荷从引擎传递到挂架。
14.有利地，三个v形连接构造可向前延伸而没有较长的上部分叉或用于覆盖它们的局部泡罩整流装置。这可减小例如对风扇旁路导管排气气动管线的影响并改善飞行器的空气动力学性能。v形连接构造还可使支撑结构前进到例如fogv的基部的位置，在该位置，它们减小核心壳体变形并改善核心尖端间隙。更具体地，载荷和扭矩可在前固定点处起作用，在该处，载荷和扭矩相对远离核心壳体的限定临界尖端间隙的部分，然后可通过v形连接构造切向地传递到核心壳体管线。这避免了在壳体的敏感位置处引入局部径向载荷和相关联的径向壳体变形。同时，为了改善维护通路，引擎到挂架的断开点可保持在任何固定整流装置的后方，固定整流装置限定位于核心引擎的前部的气动管线。
15.在第二方面，本发明提供了一种具有包括根据第一方面的相应支撑结构的一个或多个气体涡轮引擎的飞行器，一个或多个气体涡轮引擎通过支撑结构附接到飞行器的相应挂架。
16.现在将阐述本发明的任选特征。这些特征可单独地或以与本方面的任何方面的任意组合应用。
17.三个v形连接构造可被构造成将滚动扭矩以及横向载荷、垂直载荷和轴向载荷从引擎传递到引擎侧对接构件。
18.支撑结构的周向地间隔开的连接连杆可包括定位在引擎核心上方的顶部连接连杆和定位在引擎核心的相对横向侧上的两个侧面连接连杆。该布置有助于实现经由引擎侧对接构件和挂架侧对接构件传递的扭矩和载荷的均匀分布。
19.支撑结构的引擎侧对接构件和挂架侧对接构件可都具有圆弧形状，这些形状对于传递滚动扭矩尤其有效。这样，引擎侧对接构件和挂架侧对接构件可被制成紧凑的，这减小了它们对引擎气动管线的冲击并且有利于操作接近引擎。
20.引擎侧对接构件和挂架侧对接构件中的较长者可围绕核心壳体周向地延伸不超过240
°
。通过避免使这些构件中的任一者围绕引擎的整个圆周延伸，可对出于维护和其他操作原因的引擎接近进行改善。它还释放了引擎底部区域周围的空间以供安装核心系统，诸如例如附件齿轮箱和单元。
21.引擎还可包括提供围绕核心壳体的空气动力学整流装置的引擎罩，并且引擎侧对接构件、挂架侧对接构件以及顶部v形连接构造和侧面v形连接构造可定位在引擎罩内部。这样，可保护对接构件和连接构造免受外部气流的影响。
22.支撑结构的顶部v形连接构造和侧面v形连接构造的前固定点可围绕核心壳体周向地间隔开。该布置有助于在引擎周围更均匀地分布载荷，从而减小壳体变形。
23.引擎还可包括位于引擎核心上游的推进式风扇、从引擎核心径向地向外布置以容纳由风扇生成的旁路气流的旁路导管、以及位于风扇后方的延伸跨过旁路导管的一排周向出口导流叶片；并且顶部v形连接构造和侧面v形连接构造的前固定点可位于或靠近出口导流叶片的径向内端。这是有利的，因为出口导流叶片形成相对刚性结构，由此在出口导流叶
片处或其附近连接v形连接构造提供额外的稳定性并减小核心壳体变形。
24.引擎还可包括齿轮箱，该齿轮箱接收来自芯轴的输入并将驱动输出至风扇，以便以比芯轴低的旋转速度来驱动风扇。
25.支撑结构还可包括定位在引擎核心的相对横向侧上的一对推力连杆，每个推力连杆具有接合到引擎侧对接构件的相应底端的第一端，并且每个推力连杆从其第一端向后、向上和向内延伸到第二端，该第二端接合到飞行器挂架的下连接面以基本上仅将轴向载荷从引擎传递到挂架。因此，推力连杆经由侧面v形连接构造从引擎壳体的前部传递轴向载荷。有利地，推力连杆不直接连接到引擎核心压缩机上方的核心壳体，而是连接到引擎侧对接构件，从而减小对尖端间隙和引擎性能具有不利影响的局部壳体变形。任选地，推力连杆可经由被构造成平衡每个推力连杆中的推力载荷的装置(诸如平衡梁或横杠布置结构)连接到飞行器挂架的下连接面。
26.支撑结构还可包括从核心壳体处的后固定点延伸以接合到下连接面的后安装架，顶部v形连接构造和侧面v形连接构造的前固定点与后安装架的后固定点间隔开，使得偏航扭矩和俯仰扭矩经由前固定点和后安装架从引擎传递到挂架。类似地，这减少了对引擎侧对接构件、挂架侧对接构件及其连接连杆传递偏航扭矩和俯仰扭矩的需求，从而允许它们被构造成以有效方式传递滚动扭矩。
27.将连接连杆和对接构件的机械要求集中在滚动扭矩的传递上使得这些部件的构造占据较少空间。具体地，对接构件可被构造成有效地传递滚动扭矩，并且以此方式对引擎的气动管线具有相对较低冲击并且有利于操作接近引擎。
28.后安装架可位于推力连杆的第二端的后方。
29.支撑结构还可包括与引擎侧对接构件和挂架侧对接构件两者相邻的故障安全布置结构，该故障安全布置结构被构造成使得在支撑结构的部件中的一个或多个部件发生故障的情况下，该故障安全布置结构与引擎侧对接构件和挂架侧对接构件两者发生接触以将扭矩和载荷从引擎传递到挂架。
30.引擎还可包括围绕引擎核心的周向热交换单元。在这种情况下，v形连接构造可方便地向前延伸以装配在引擎的热交换单元下方。另外地或任选地，v形连接构造可向前延伸以装配在其他固定核心整流装置下方。
31.如本文其他地方所述，该气体涡轮引擎可包括齿轮箱，该齿轮箱接收来自芯轴的输入并将驱动输出至风扇，以便以比芯轴低的旋转速度来驱动风扇。至齿轮箱的输入可直接来自芯轴或者间接地来自芯轴，例如经由正齿轮轴和/或齿轮。芯轴可将涡轮和压缩机刚性地连接，使得涡轮和压缩机以相同的速度旋转(其中，风扇以更低的速度旋转)。
32.如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮引擎可具有任何合适的通用架构。例如，气体涡轮引擎可具有将涡轮和压缩机连接的任何所需数量的轴，例如一个轴、两个轴或三个轴。仅以举例的方式，连接到芯轴的涡轮可以是第一涡轮，连接到芯轴的压缩机可以是第一压缩机，并且芯轴可以是第一芯轴。该引擎核心还可包括第二涡轮、第二压缩机和将第二涡轮连接到第二压缩机的第二芯轴。该第二涡轮、第二压缩机和第二芯轴可被布置成以比第一芯轴高的旋转速度旋转。
33.在此类布置结构中，第二压缩机可轴向定位在第一压缩机的下游。该第二压缩机可被布置成(例如直接接收，例如经由大致环形的导管)从第一压缩机接收流。
34.齿轮箱可被布置成由被构造成(例如在使用中)以最低旋转速度旋转的芯轴(例如上述示例中的第一芯轴)来驱动。例如，该齿轮箱可被布置成仅由被构造成(例如在使用中)以最低旋转速度旋转的芯轴(例如，在上面的示例中，仅第一芯轴，而不是第二芯轴)来驱动。另选地，该齿轮箱可被布置成由任何一个或多个轴驱动，该任何一个或多个轴例如为上述示例中的第一轴和/或第二轴。
35.该齿轮箱可以是减速齿轮箱(因为至风扇的输出比来自芯轴的输入的旋转速率低)。可以使用任何类型的齿轮箱。例如，齿轮箱可以是“行星式”或“恒星”齿轮箱，如本文别处更详细地描述。该齿轮箱可以具有任何期望的减速比(定义为输入轴的旋转速度除以输出轴的旋转速度)，例如大于2.5，例如在3到4.2、或3.2到3.8的范围内，例如，大约或至少3、3.1、3.2、3.3、3.4、3.5、3.6、3.7、3.8、3.9、4、4.1或4.2。例如，齿轮传动比可以介于前一句中的任何两个值之间。仅以举例的方式，齿轮箱可以是“恒星”齿轮箱，其具有在3.1或3.2到3.8的范围内的齿轮传动比。在一些布置结构中，该齿轮传动比可在这些范围之外。
36.在如本文所述和/或所要求保护的任何气体涡轮引擎中，燃烧器可被轴向设置在风扇和一个或多个压缩机的下游。例如，在提供第二压缩机的情况下，燃烧器可直接位于第二压缩机的下游(例如在其出口处)。以另一个示例的方式，在提供第二涡轮的情况下，可将燃烧器出口处的流提供至第二涡轮的入口。该燃烧器可设置在一个或多个涡轮的上游。
37.该压缩机或每个压缩机(例如，如上所述的第一压缩机和第二压缩机)可包括任何数量的级，例如多个级。每一级可包括一排转子叶片和一排定子轮叶，该排定子轮叶可为可变定子轮叶(因为该排定子轮叶的入射角可以是可变的)。该排转子叶片和该排定子轮叶可彼此轴向偏移。
38.该涡轮或每个涡轮(例如，如上所述的第一涡轮和第二涡轮)可包括任何数量的级，例如多个级。每一级可包括一排转子叶片和一排定子轮叶。该排转子叶片和该排定子轮叶可彼此轴向偏移。
39.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或参数可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或参数可应用于任何方面以及/或者与本文中描述的任何其他特征或参数组合。
40.附图概述
41.现在将参考附图讨论举例说明本发明的原理的实施方案，其中：
42.图1是气体涡轮引擎的截面侧视图；
43.图2是气体涡轮引擎的上游部分的特写截面侧视图；
44.图3是用于气体涡轮引擎的齿轮箱的局部剖视图；
45.图4是气体涡轮引擎的示意性侧视图，该气体涡轮引擎包括用于将引擎附接到挂架的支撑结构；
46.图5是图4的气体涡轮引擎的示意性俯视图；
47.图6是支撑结构的一部分的透视侧视图；
48.图7是支撑结构的侧面连接连杆的透视图；
49.图8是支撑结构的顶部连接连杆的透视图；
50.图9是支撑结构的一个变型的挂架侧对接构件的示意性正视图；并且
51.图10a和图10b是支撑结构的包括故障安全布置结构的一部分的变型的示意性侧
视图。
具体实施方式
52.现在将参考附图讨论本发明的方面和实施方案。另外的方面和实施方案对于本领域的技术人员而言是显而易见的。本文中提及的所有文档均以引用方式并入本文。
53.图1示出了具有主旋转轴线9的气体涡轮引擎10。引擎10包括进气口12和推进式风扇23，该推进式风扇产生两股气流：核心气流a和旁路气流b。气体涡轮引擎10包括接收核心气流a的核心11。引擎核心11以轴流式串联包括低压压缩机14、高压压缩机15、燃烧设备16、高压涡轮17、低压涡轮19和核心排气喷嘴20。短舱21围绕气体涡轮引擎10并且限定旁路导管22和旁路排气喷嘴18。旁路气流b流过旁路导管22。风扇23经由轴26和周转齿轮箱30附接到低压涡轮19并由该低压涡轮驱动。
54.在使用中，核心气流a由低压压缩机14加速和压缩，并被引导至高压压缩机15中以进行进一步的压缩。从高压压缩机15排出的压缩空气被引导至燃烧设备16中，在该燃烧设备中压缩空气与燃料混合，并且混合物被燃烧。然后，所得的热燃烧产物在通过喷嘴20排出之前通过高压涡轮和低压涡轮17、19膨胀，从而驱动高压涡轮和低压涡轮以提供一些推进推力。高压涡轮17通过合适的互连轴27来驱动高压压缩机15。风扇23通常提供大部分推进推力。周转齿轮箱30是减速齿轮箱。
55.图2中示出了齿轮式风扇气体涡轮引擎10的示例性布置。低压涡轮19(参见图1)驱动轴26，该轴联接到周转齿轮布置结构30的太阳轮或太阳齿轮28。在太阳齿轮28的径向向外处并与该太阳齿轮相互啮合的是多个行星齿轮32，该多个行星齿轮通过行星架34联接在一起。行星架34约束行星齿轮32以同步地围绕太阳齿轮28进动，同时使每个行星齿轮32绕其自身轴线旋转。行星架34经由连杆36联接到风扇23，以便驱动该风扇围绕引擎轴线9旋转。在行星齿轮32的径向向外处并与该行星齿轮相互啮合的是齿圈或环形齿轮38，其经由连杆40联接到固定支撑结构24。
56.需注意，本文中使用的术语“低压涡轮”和“低压压缩机”可分别表示最低压力涡轮级和最低压力压缩机级(即，不包括风扇23)，和/或通过在引擎中具有最低旋转速度的互连轴26(即，不包括驱动风扇23的齿轮箱输出轴)连接在一起的涡轮级和压缩机级。在一些文献中，本文中提到的“低压涡轮”和“低压压缩机”可被另选地称为“中压涡轮”和“中压压缩机”。在使用此类另选命名的情况下，风扇23可被称为第一或最低压力的压缩级。
57.在图3中以举例的方式更详细地示出了周转齿轮箱30。太阳齿轮28、行星齿轮32和环形齿轮38中的每一者包括围绕其周边以用于与其他齿轮相互啮合的齿。然而，为清楚起见，图3中仅示出了齿的示例性部分。示出了四个行星齿轮32，但是对本领域的技术人员显而易见的是，可以在要求保护的发明的范围内提供更多或更少的行星齿轮32。行星式周转齿轮箱30的实际应用通常包括至少三个行星齿轮32。
58.在图2和图3中以举例的方式示出的周转齿轮箱30是行星式的，其中行星架34经由连杆36联接到输出轴，其中环形齿轮38被固定。然而，可使用任何其他合适类型的周转齿轮箱30。以另一个示例的方式，周转齿轮箱30可以是恒星布置结构，其中行星架34保持固定，允许环形齿轮(或齿圈)38旋转。在此类布置结构中，风扇23由环形齿轮38驱动。以另一个另选示例的方式，齿轮箱30可以是差速齿轮箱，其中环形齿轮38和行星架34均被允许旋转。
59.应当理解，图2和图3中所示的布置结构仅是示例性的，并且各种另选方案都在本公开的范围内。仅以举例的方式，可使用任何合适的布置结构来将齿轮箱30定位在引擎10中和/或用于将齿轮箱30连接到引擎10。以另一个示例的方式，齿轮箱30与引擎10的其他部件(诸如输入轴26、输出轴和固定结构24)之间的连接件(诸如图2示例中的连杆36、40)可具有任何期望程度的刚度或柔性。以另一个示例的方式，可使用引擎的旋转部件和固定部件之间(例如，在来自齿轮箱的输入轴和输出轴与固定结构诸如齿轮箱壳体之间)的轴承的任何合适的布置结构，并且本公开不限于图2的示例性布置结构。例如，在齿轮箱30具有恒星布置结构(如上所述)的情况下，技术人员将容易理解，输出连杆和支撑连杆以及轴承位置的布置结构通常不同于图2中以举例的方式示出的布置结构。
60.因此，本公开延伸到具有齿轮箱类型(例如恒星或行星齿轮)、支撑结构、输入和输出轴布置结构以及轴承位置中的任何布置结构的气体涡轮引擎。
61.可选地，齿轮箱可驱动附加的和/或另选的部件(例如，中压压缩机和/或增压压缩机)。
62.本公开可应用的其他气体涡轮引擎可具有另选配置。例如，此类引擎可具有另选数量的压缩机和/或涡轮和/或另选数量的互连轴。以另外的示例的方式，图1中所示的气体涡轮引擎具有分流喷嘴18、20，这意味着穿过旁路导管22的流具有自己的喷嘴18，该喷嘴与核心引擎喷嘴20分开并径向地在该核心引擎喷嘴的外部。然而，这不是限制性的，并且本公开的任何方面也可应用于如下引擎，在该引擎中，穿过旁路导管22的流和穿过核心11的流在可被称为混流喷嘴的单个喷嘴之前(或上游)混合或组合。一个或两个喷嘴(无论是混合的还是分流的)可具有固定的或可变的面积。虽然所描述的示例涉及涡轮风扇引擎，但是本公开可应用于例如任何类型的气体涡轮引擎，诸如开放式转子(其中风扇级未被短舱围绕)或例如涡轮螺旋桨引擎。在一些布置结构中，气体涡轮引擎10可不包括齿轮箱30。
63.气体涡轮引擎10的几何形状及其部件由传统的轴系限定，包括轴向方向(与旋转轴线9对准)、径向方向(在图1中从下到上的方向)和周向方向(垂直于图1视图中的页面)。轴向方向、径向方向和周向方向相互垂直。
64.图4和图5分别是类似气体涡轮引擎10的示意性侧视图和示意性俯视图。图4和图5与图1至图3中的等同特征具有相同的附图标记。因此，图4和图5所示的气体涡轮引擎10具有短舱21、旁路导管22、风扇23、fogv44、引擎核心11和核心壳体42。然而，还示出了将引擎10附接到飞行器挂架13的支撑结构43。支撑结构43具有顶部v形连接构造37和两个侧面v形连接构造39、接合到飞行器挂架13的前连接面的引擎侧对接构件31、挂架侧对接构件33、一对推力连杆29、用于连接推力连杆29并将它们接合到挂架13的下连接面的连杆41、以及将核心壳体42连接到挂架13的下连接面的后安装架25。该结构必须将轴向载荷、垂直载荷和横向载荷以及滚动扭矩、偏航扭矩和俯仰扭矩从引擎传递到挂架。
65.任选地，推力连杆29可经由平衡梁或横杠布置结构接合到挂架13的下连接面。平衡梁或横杠布置结构可被构造成平衡每个推力连杆29中的推力载荷并且基本上防止推力连杆29作用于偏航扭矩。
66.支撑结构43的引擎侧对接构件31和挂架侧对接构件33都具有围绕核心壳体42的上半部延伸的圆弧形状。更具体地，引擎侧对接构件31和挂架侧对接构件33中的每一者从引擎10的上止点处的位置沿引擎的相对两侧向下延伸至相应底端。这些构件形成相应圆
弧，该形状对于传递滚动扭矩尤其有效。引擎侧对接构件比挂架侧对接构件长，引擎侧对接构件的弧对向最大约240度的角度，尽管其他构型也是可能的(例如，挂架侧对接构件比引擎侧对接构件长)。
67.每个v形连接构造37、39由在顶点处相交的一对连接构件形成。顶部v形连接构造37的顶点连接到引擎侧对接构件31的顶部，而侧面v形连接构造39的顶点连接到引擎侧对接构件31的相应底端。连接构件从这些顶点向前延伸以在fogv 44的基部处的相应前固定点处连接到核心壳体42。前固定点围绕核心壳体周向地间隔开，以围绕引擎均匀地分布载荷。方便地，连接构件可装配在固定核心整流装置或环绕引擎核心11的周向热交换单元(未示出)的下方。
68.有利地，fogv 44形成相对刚性结构，由此在fogv处或其附近连接v形连接构造37、39增强稳定性并减小核心壳体变形。前固定点的该位置也相对远离核心壳体42的限定临界尖端间隙的部分。v形连接构造递将载荷和扭矩(例如，来自风扇叶片的失稳扭矩，或来自fogv或动力齿轮箱上的空气动力载荷)从前固定点向后传递到核心壳体42的外部和切向，从而减少核心壳体执行该功能的需求，这有助于减小壳体重量。尽管v形连接构造位于核心壳体的外部，但其有助于减小支撑结构43的径向轮廓，其中v形连接构造37、39与引擎侧对接构件31和挂架侧对接构件33一起安装在提供围绕核心壳体的空气动力学整流装置的引擎罩内，但不需要在旁路导管22具有较长的上部分叉或不需要用于覆盖它们的局部泡罩整流装置。这减小了它们对旁路导管排气气动管线的影响并改善了引擎10的空气动力学性能。挂架结构也可向后移动，因此fogv到挂架的距离增大。与此相关，引擎到挂架的断开点可位于限定核心引擎前部部分的气动管线的任何固定整流装置的后方，用于实现引擎从飞行器挂架的轻松断开和改善的维护通路。
69.在操作过程中，顶部v形连接构造37将横向载荷从核心壳体42传递到引擎侧对接构件31，并由此传递到挂架侧对接构件33中。两个侧面v形连接构造39将轴向载荷从核心壳体传递到推力连杆29中。两个侧面v形连接构造39还将垂直载荷传递到引擎侧对接构件31，并由此传递到挂架侧对接构件33中。因此，全部三个v形连接构造37、39经由引擎侧对接构件31将滚动扭矩作用于挂架侧对接构件33。后安装架25将横向载荷和垂直载荷从核心壳体42传递到挂架的下连接面。这样，通过前固定点和后安装架作用于横向载荷和垂直载荷的能力，以及前固定点与后安装架25的较大间隔，偏航扭矩和俯仰扭矩可经由前固定点和后安装架25而不是通过引擎侧对接构件31和挂架侧对接构件33从引擎10有效地传递到挂架13。
70.图6是图4和图5所示的支撑结构43的一部分的透视侧视图。具体地，该图示出了经由三个(两个侧面和一个顶部)周向地间隔开的连接连杆45、46接合到引擎侧对接构件31的挂架侧对接构件33。图7是两个侧面连接连杆45中的一者的透视图，并且图8是顶部连接连杆46的透视图。引擎侧对接构件31和挂架侧对接构件33主要仅将滚动扭矩传递到挂架13。这减少对接构件31、33上的机械负担，使得它们不需要占据与它们必须传递大量俯仰扭矩和偏航扭矩的情况一样多的空间。另外，对接构件31、33的机械结构简单并且重量相对较轻，因为它们不需要额外的支撑特征。因此，对接构件31、33对引擎气动管线具有相对较小影响并且有利于操作接近引擎10。
71.推力连杆29定位在引擎核心11的相对横向侧上并且连接到引擎侧对接构件31的
相应底端。推力连杆29还从其与引擎侧对接构件31接触的第一端向后、向上和向内延伸到其的相应第二端，第二端经由连杆41连接在一起并且连接到挂架13的下连接面。这样，推力连杆29接受由侧面v形连接构造39传送到引擎侧对接构件的轴向载荷并且将这些载荷传递到挂架13的下连接面。
72.顶部连接连杆46定位在引擎核心11上方的上止点处，并且两个侧面连接连杆45分别定位在引擎核心11的相对横向侧上。顶部连接连杆在左右方向上延伸，并且一端附接在容纳在由引擎侧对接构件31提供的顶部连接叉47b中的球形接头处，而另一端附接在容纳在由挂架侧对接构件33提供的顶部连接叉48b中的球形接头处。每个侧面连接连杆在垂直方向上延伸，并且底端附接在容纳在由引擎侧对接构件31提供的相应连接叉48a中的球形接头处，而顶端附接在容纳在由挂架侧对接构件33提供的相应连接叉47a中的球形接头处。
73.侧面连接连杆45被构造成主要将滚动扭矩和垂直载荷从引擎侧对接构件31传递到挂架侧对接构件33，并由此传递到挂架13。顶部连接连杆46被构造成主要将滚动扭矩和横向载荷从引擎侧对接构件31传递到挂架侧对接构件33，并由此传递到挂架13。顶部连接连杆46和侧面连接连杆45被构造成基本上防止引擎侧对接构件和挂架侧对接构件作用于俯仰扭矩和偏航扭矩。为了作用于滚动扭矩，侧面连杆45中的一者以压缩方式加载并且另一者以拉伸方式加载。取决于滚动扭矩的方向，顶部连杆46以拉伸或压缩方式加载。这种不对称性(由于这种不对称性，连杆45、46中的两者以拉伸和压缩中的一种方式加载并且一者以拉伸和压缩中的另一种方式加载)可通过将顶部连杆46改为向前突出的耳轴和单球或销轴连杆46’来避免，如图9所示，该图是支撑结构43的此类变型的挂架侧对接构件33的示意性正视图。
74.图10a和图10b是支撑结构43的包括相应故障安全布置结构的一部分的变型的示意性侧视图。图10a是包括耳轴51的第一故障安全布置结构的示意性侧视图，其中耳轴从挂架侧对接构件33穿过形成于引擎侧对接构件31中的间隙孔52向前延伸。在正常操作期间，耳轴不与引擎侧对接构件31接触。然而，在v形连接构造37、39中的一者或多者失效的情况下，耳轴51与引擎侧对接构件31接触，以将横向载荷和竖直载荷从引擎10传递到挂架13。任选地，第一故障安全布置结构还可包括扣件端板53，该扣件端板可移除地附接到耳轴51并且被构造成在例如推力连杆29失效的情况下传递轴向载荷。另选地(此处未示出)，耳轴可从引擎侧对接构件向后延伸到形成于挂架侧对接构件中的间隙孔中。图10b是包括扣件钩61的第二故障安全布置结构的示意性侧视图，该扣件钩围绕引擎侧对接构件31的外侧底端从挂架侧对接构件33向前延伸。这执行与第一故障安全布置结构的耳轴51和端板53类似的功能。另选地(此处未示出)，扣件钩61可围绕挂架侧对接构件33的外侧底端从引擎侧对接构件31向后延伸。
75.前述描述中、下述权利要求书中或附图中所公开的特征，或者以其特定形式或根据用于执行所公开功能的装置或用于获得所公开结果的方法或过程所表达的特征，可以根据需要单独地或以此类特征的任何组合用于实现本发明的不同形式。
76.虽然结合上述示例性实施方案描述了本发明，但是当给出本公开时，许多等同的修改和变型对于本领域的技术人员将是显而易见的。因此，上述本发明的示例性实施方案被认为是例示性的而非限制性的。在不脱离本发明的实质和范围的情况下，可以对所述实施方案作出各种改变。
77.为了避免任何疑问，本文所提供的任何理论解释都是为了提高读者的理解而提供的。发明人不希望受到任何这些理论解释的约束。
78.本文所用的任何章节标题仅用于组织结构的目的，并且不应被解释为限制所描述的主题。
79.本说明书通篇中，包括随后的权利要求，除非上下文另有要求，否则词语“包括”和“包含”以及诸如“包括”和“包括有”的变型将被理解为暗示包括所述整数或步骤或者整数或步骤组但不排除任何其他整数或步骤或者整数或步骤组。
80.必须注意，除非上下文另外明确规定，否则如说明书和所附权利要求书中所使用的，单数形式“一个”、“一种”和“所述”包括多个指代物。范围在本文中可以表示为从“约”一个特定值，和/或到“约”另一特定值。当表示这种范围时，另一实施方案包括从一个特定值和/或到另一特定值。类似地，当通过使用先行词“约”将值表示为近似值时，应当理解，该特定值形成另一实施方案。与数值有关的术语“约”是任选的并且意味着例如+/-10％。

技术特征：
1.一种气体涡轮引擎(10)，包括用于将所述引擎(10)附接到具有前连接面的飞行器挂架(13)的支撑结构(43)；其中所述引擎(10)还包括：引擎核心(11)，所述引擎核心包括涡轮(17,19)、压缩机(14,15)以及将所述涡轮(17,19)连接到所述压缩机(14,15)的芯轴(26,27)，以及核心壳体(42)，所述核心壳体围绕所述引擎核心(11)；其中所述支撑结构(43)包括：引擎侧对接构件(31)，所述引擎侧对接构件定位在所述核心壳体(42)的外侧并与所述核心壳体径向地间隔开，所述引擎侧对接构件(31)围绕所述核心壳体(42)的上半部从所述引擎侧对接构件(31)的位于所述核心壳体(42)的一侧上的底端周向地延伸到位于所述核心壳体(42)的相对侧上的相对底端，挂架侧对接构件(33)，所述挂架侧对接构件被构造成接合到所述连接面并且对接所述引擎侧对接构件(31)，所述挂架侧对接构件(33)还围绕所述核心壳体(42)的所述上半部周向地延伸，以及位于所述引擎核心(11)上方的顶部v形连接构造(37)和位于所述引擎核心(11)的相对横向侧上的一对侧面v形连接构造(39)，每个v形连接构造(37,39)由在顶点处相交的一对连接构件形成，所述顶部v形连接构造(37)的所述顶点接合到所述引擎侧对接构件(31)的顶部，所述侧面v形连接构造(39)的所述顶点分别接合到所述引擎侧对接构件(33)的所述底端，并且所述连接构件从其相应顶点向前延伸以接合到所述核心壳体(42)处的相应前固定点；并且其中所述引擎侧对接构件(31)和所述挂架侧对接构件(33)通过多个周向地间隔开的连接连杆(45,46；45,46’)接合，所述连接连杆被构造成将滚动扭矩从所述引擎(10)传递到所述挂架(13)。2.根据权利要求1所述的气体涡轮引擎，其中所述周向地间隔开的连接连杆(45,46；45,46’)包括定位在所述引擎核心(11)上方的顶部连接连杆(46；46’)和定位在所述引擎核心(11)的相对横向侧上的两个侧面连接连杆(45)。3.根据权利要求1所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述引擎侧对接构件(31)和所述挂架侧对接构件(33)都具有圆弧形状。4.根据权利要求1所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述引擎侧对接构件(31)和所述挂架侧对接构件中的较长者围绕所述核心壳体(42)周向地延伸不超过240
°
。5.根据权利要求1所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述引擎(10)还包括提供围绕所述核心壳体(42)的空气动力学整流装置的引擎罩，并且所述引擎侧对接构件(31)、所述挂架侧对接构件(33)以及所述顶部v形连接构造(37)和所述侧面v形连接构造(39)定位在所述引擎罩内部。6.根据权利要求1所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述顶部v形连接构造(37)和所述侧面v形连接构造(39)的所述前固定点围绕所述核心壳体(42)周向地间隔开。7.根据权利要求1所述的气体涡轮引擎(10)，其中：所述引擎还包括位于所述引擎核心(11)上游的推进式风扇(23)、从所述引擎核心(11)径向地向外布置以容纳由所述风扇(23)生成的旁路气流的旁路导管(22)、以及位于所述风
扇(23)后方的延伸跨过所述旁路导管(22)的一排周向出口导流叶片(44)；并且所述顶部v形连接构造(37)和所述侧面v形连接构造(39)的所述前固定点位于或靠近所述出口导流叶片(44)的径向内端。8.根据权利要求7所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述引擎(10)还包括齿轮箱(30)，所述齿轮箱接收来自所述芯轴(26,27)的输入并将驱动输出至所述风扇(23)，以便以比所述芯轴(26,27)低的旋转速度来驱动所述风扇(23)。9.根据权利要求1所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述支撑结构(43)还包括定位在所述引擎核心(11)的相对横向侧上的一对推力连杆(29)，每个推力连杆具有接合到所述引擎侧对接构件(31)的相应底端的第一端，并且每个推力连杆从其第一端向后、向上和向内延伸到第二端，所述第二端接合到所述飞行器挂架(13)的下连接面以将轴向载荷从所述引擎(10)传递到所述挂架(13)。10.根据权利要求9所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述支撑结构(43)还包括从所述核心壳体(42)处的后固定点延伸以接合到所述下连接面的后安装架(25)，所述顶部v形连接构造(37)和所述侧面v形连接构造(39)的所述前固定点与所述后安装架(25)的所述后固定点间隔开，使得偏航扭矩和俯仰扭矩经由所述前固定点和所述后安装架从所述引擎(10)传递到所述挂架(13)。11.根据权利要求10所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述后安装架(25)在所述推力连杆(29)的所述第二端的后方。12.根据权利要求1所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述引擎(10)还包括围绕所述引擎核心(11)的环形热交换单元，并且所述v形连接构造(37,39)向前延伸以装配在所述热交换单元下方。13.根据权利要求1所述的气体涡轮引擎(10)，其中：所述涡轮(17,19)是第一涡轮(19)，所述压缩机(14,15)是第一压缩机(14)，并且所述芯轴(26,27)是第一芯轴(26)，并且所述引擎核心(11)还包括第二涡轮(17)、第二压缩机(15)以及将所述第二涡轮(17)连接到所述第二压缩机(15)的第二芯轴(27)；并且所述第二涡轮(17)、所述第二压缩机(15)和所述第二芯轴(27)被布置成以比所述第一芯轴(26)高的旋转速度旋转。14.一种具有根据前述权利要求中任一项所述的一个或多个气体涡轮引擎(10)的飞行器，所述一个或多个气体涡轮引擎(10)通过所述支撑结构(43)附接到所述飞行器的相应挂架(13)。

技术总结
本发明提供了一种气体涡轮引擎(10)，该气体涡轮引擎包括用于将该引擎(10)附接到飞行器挂架(13)的支撑结构(43)。该支撑结构(43)包括：引擎侧对接构件(31)、与该引擎侧对接构件(31)对接的挂架侧对接构件(33)以及位于引擎核心(11)上方的顶部V形连接构造(37)和位于该引擎核心(11)的相对横向侧上的一对侧面V形连接构造(39)，每个V形连接构造(37,39)由在顶点处相交的一对连接构件形成，该顶部V形连接构造(37)的顶点接合到该引擎侧对接构件(31)的顶部，该侧面V形连接构造(39)的顶点分别接合到该引擎侧对接构件(33)的底端，并且该连接构件从其相应顶点向前延伸以接合到核心壳体(42)处的相应前固定点。(42)处的相应前固定点。(42)处的相应前固定点。


技术研发人员：理查德
受保护的技术使用者：劳斯莱斯有限公司
技术研发日：2022.12.05
技术公布日：2023/6/26