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申请/专利权人：空中客车运营简化股份公司

摘要：本发明的主题是一种飞行器，该飞行器包括机身60和至少一个推进组件66，该至少一个推进组件通过至少两个连接杆100，100'链接到机身，这些连接杆至少部分地定位在推进组件66的短舱的空气入口的内部区域中。因此，连接杆100，100'不会干扰在短舱内流动的二次流、并且不影响推进组件66的空气动力学性能水平。

主权项：1.一种飞行器，所述飞行器包括机身（60）和至少一个推进组件（66），所述至少一个推进组件包括：-发动机（68），所述发动机包括旋转轴线（A68）、核心（72）以及风扇壳体（74），所述风扇壳体具有圆柱形的形式并且具有前部边缘（74.1）和后部边缘（74.2），-短舱（70），所述短舱在前部处包括具有唇缘（84）的空气入口（82）、被配置成将空气流朝向所述风扇壳体（74）导引的前部内管道（86）、以及与所述唇缘（84）和所述前部内管道（86）一起界定所述空气入口（82）的内部区域的外壁（94），-链接件，所述链接件将所述发动机（68）与所述机身（60）链接并且包括至少两个连接杆（100，100'），其特征在于，每个连接杆（100，100'）包括将所述连接杆（100，100'）链接到所述风扇壳体（74）的第一锚固点（102，102'）以及将所述连接杆（100，100'）链接到所述机身（60）并相对于所述第一锚固点（102，102'）向前偏移的第二锚固点（104，104'），使得每个连接杆（100，100'）被至少部分地定位在所述空气入口（82）的内部区域中。

全文数据：飞行器技术领域本发明涉及一种飞行器，该飞行器包括至少一个发动机组件，该至少一个发动机组件通过至少部分地定位在该发动机组件的空气入口中的两个连接杆来链接到飞行器的机身。背景技术图1用10示出了飞行器，该飞行器包括机身12、机翼14、以及尾翼单元16，该机身从头锥12.1延伸到尾锥12.2，这些机翼定位在机身12两侧、近似在头锥12.1与尾锥12.2之间的中间，该尾翼单元被定位在机身12的尾锥12.2处。如图3中所展示的，机身12包括框架结构和添加到框架结构上的蒙皮，该框架结构具有布置在横向平面中的框架18和桁梁。飞行器还包括两个推进组件20、20'，这些推进组件在机身的尾锥12.2处布置在机身12的两侧。如图2和图3中详细展示的，每个推进组件20、20'包括发动机22和短舱24，该短舱在发动机22的一部分圆周上定位在该发动机周围。发动机22是涡轮风扇发动机类型的。发动机包括核心26和风扇壳体28，该核心尤其包括在发动机的旋转轴线A22上相对于定子枢转的转子，该风扇壳体具有近似圆柱形的形式，并且在该风扇壳体中存在与发动机的核心26的转子相链接的风扇30。在运作中，称为主要流的第一空气流在发动机的核心26内循环，并且称为二次流的第二流在发动机22的核心26与短舱24之间循环。在下文的描述中，“前”和“后”的概念涉及气体的流动方向，“前”对应于气体空气向发动机22内的吸入，并且“后”对应于气体燃烧气体的排放。核心26从包括空气吸入口的前壳体32延伸到包括燃烧气体排放口的后壳体34。短舱24在前部处包括具有唇缘38的空气入口36以及位于唇缘38的延伸部中的前部内管道，该前部内管道被配置成用于将空气朝向风扇壳体28导引，并且该短舱在后部处包括具有后缘42的排放口40、从风扇壳体28延伸到后缘的后部内管道。短舱24包括从唇缘38延伸到后缘42的至少一个外壁。在本情况下，短舱24不在发动机22的整个圆周上延伸。短舱24嵌装在机身12中，其区域界定了空气入口36的一部分和排放口40的一部分。这种称为BLIBoundaryLayerIngestion，边界层吸入的推进组件构型允许在能量消耗方面的显著节省。根据一个实施例，发动机22通过链接件44链接到机身12。根据图3所展示的已知实施例，链接件44包括吊挂架46、将吊挂架46与机身12链接的第一附接件48、将发动机22的核心26的后壳体34与吊挂架46链接的至少一个后部发动机附接件50、将风扇壳体28与机身12链接的至少一个前部发动机附接件52、以及将发动机的核心26更具体地说是前壳体32与吊挂架46链接的两个连接杆54、54'。连接杆54、54'在两个锚固点56、56'处链接到发动机核心26的前壳体32，布置在穿过发动机22的轴线A22的水平平面的两侧，并且与所述水平平面分离开。在图4中用虚线表示的称为分叉件的导流件58中用护套护着吊挂架46的和连接杆54、54'的定位在二次流中的部分，该导流件通过后吊挂架导流件APF延伸到后部。考虑到连接杆54、54'的锚固点56，56'的分离，分叉件58具有显著的体积，这对推进组件的空气动力学性能水平产生不利影响并且增加其能量消耗。发明内容本发明的目的是弥补现有技术的缺点。为此目的，本发明的主题是一种飞行器，所述飞行器包括机身和至少一个推进组件，所述至少一个推进组件包括：-发动机，所述发动机包括旋转轴线、核心以及风扇壳体，所述风扇壳体具有近似圆柱形的形式并且具有前部边缘和后部边缘，-短舱，所述短舱在前部处包括具有唇缘的空气入口、被配置成将空气流朝向所述风扇壳体导引的前部内管道、以及与所述唇缘和所述前部内管道一起界定所述空气入口的内部区域的外壁，-链接件，所述链接件将所述发动机与所述机身链接并且包括至少两个连接杆。根据本发明，每个连接杆包括将所述连接杆链接到所述风扇壳体的第一锚固点以及将所述连接杆链接到所述机身并相对于所述第一锚固点向前偏移的第二锚固点，使得每个连接杆被至少部分地定位在所述空气入口的所述内部区域中。由于这些连接杆定位在空气入口中，因此它们不会干扰二次流。因此，这些连接杆不影响推进组件的空气动力学性能水平。根据另一特征，所述发动机包括将所述风扇壳体与所述发动机的核心链接的矫直器，并且对于每个连接杆，所述第一锚固点被定位成与所述矫直器对齐。根据另一特征，对于每个连接杆，所述第一锚固点和所述第二锚固点被安排成使得所述连接杆和所述发动机的旋转轴线形成小于25°的角度。根据另一特征，对于每个连接杆，所述第一锚固点和所述第二锚固点尽可能分开。根据构型，对于每个连接杆，所述第一锚固点被大致定位在包含所述发动机的旋转轴线的竖直平面中。根据实施例，所述第二锚固点与所述风扇壳体的前部边缘分离开的距离基本上等于所述第一锚固点与所述风扇壳体的前部边缘分离开的距离。根据构型，所述第二锚固点被布置在与所述机身的竖直中间平面平行的同一平面中。根据实施例，所述连接杆相对于所述发动机的水平中间平面大致对称。根据另一特征，将所述发动机与所述机身链接的所述链接件包括后部发动机附接件，所述后部发动机附接件包括横构件，所述横构件在水平且横向的方向上延伸、链接到所述机身、并且具有链接到所述发动机的核心的第一末端。根据构型，所述横构件具有链接到第一推进组件的发动机的核心的第一末端、以及链接到第二推进器组件的发动机的核心的第二末端，所述横构件的中间部分链接到所述机身。根据另一特征，将所述发动机与所述机身链接的所述链接件包括前部发动机附接件，所述前部发动机附接件包括条带，所述条带绑扎所述风扇壳体并且链接所述到机身。根据一个实施例，所述条带被定位成与所述矫直器对齐。附图说明其他特征和优点将从本发明的以下描述中显现，该描述单纯是通过举例方式参照附图给出的，在附图中：-图1是飞行器的透视图，该飞行器装备有定位在飞行器的机身的尾锥处的推进组件，-图2是推进组件的透视图，该推进组件具有嵌装在图1中可见的飞行器的机身中的短舱，-图3是推进组件短舱未完全表示出与飞行器机身蒙皮未完全表示出之间的展示了现有技术的实施例的链接件的透视图，-图4是图3中可见的链接件的前视图，-图5是推进组件短舱未完全表示出与飞行器机身蒙皮未完全表示出之间的展示了本发明的实施例的链接件的透视图，-图6是图5中可见的链接件的平面视图，并且-图7是图5中可见的链接件的前视图。具体实施方式在图5、图6和图7中，表示了飞行器机身60的尾锥60.1。机身60包括框架结构和添加到框架结构上的蒙皮64，该框架结构具有定位在横向平面与飞行器的从头锥到尾锥的纵向轴线大致成直角中的框架62、以及链接这些框架62的桁梁未表示出。蒙皮64界定了机身60的内部区域。框架62具有朝向尾锥60.1的末端减小的截面。根据图5和图7中可见的实施例，每个框架62包括具有凸曲率的顶部部分、具有凸曲率的底部部分、以及各自具有凹曲率的两个侧向部分。框架62各自具有相对于竖直中间平面包含飞行器的纵向轴线的竖直平面对称的轮廓。飞行器包括相对于竖直中间平面对称地定位在机身60的尾锥60.1处的两个推进组件66。每个推进组件66包括发动机68和短舱70，该短舱在发动机68的一部分圆周上定位在该发动机周围。发动机68是涡轮风扇发动机类型的。发动机包括核心72和风扇壳体74，该核心尤其包括在发动机的旋转轴线A68上相对于定子枢转的转子，该风扇壳体具有近似圆柱形的形式，并且在该风扇壳体中存在与转子发动机的核心72的转子相链接的风扇76。在运作中，称为主要流的第一空气流在发动机的核心72内循环，并且称为二次流的第二流在发动机的核心72与短舱70之间循环。风扇壳体74采用与发动机68的旋转轴线A68同轴的圆柱体形式，并且包括前部边缘74.1和后部边缘74.2。发动机68包括将风扇壳体74与发动机68的核心72链接的矫直器77，这些矫直器使得可以矫直二次流。这些矫直器77是位于风扇壳体74的后部边缘74.2附近的径向元件。图5中示意性地表示了这些矫直器。核心72从包括空气吸入口的前壳体78延伸到包括燃烧气体排放口的后壳体80。短舱70在前部处包括具有唇缘84的空气入口82以及位于唇缘84的延伸部中的前部内管道86，该前部内管道被配置成将空气朝向风扇壳体74导引，并且该短舱在后部处包括具有后缘90的排放口88、从风扇壳体74延伸到后缘90的后部内管道92。短舱70还包括从唇缘84延伸到后缘90的至少一个外壁94。唇缘84、前部内管道86以及外壁94界定了空气入口82的内部区域。在本情况下，短舱70不在发动机68的整个圆周上延伸。短舱70嵌装在机身60中，其区域界定了空气入口82的一部分和排放口88的一部分。这种称为BLIBoundaryLayerIngestion，边界层吸入的推进组件构型允许在能量消耗方面的显著节省。根据此构型，机身60的某些框架62的具有凹曲率的侧向部分模制成风扇壳体74以及短舱70的前部内管道86和后部内管道92的形式。一方面是机身64的蒙皮与短舱70的外壁94具有接合区域，另一方面是机身的蒙皮64与前部内管道86和后部内管道92具有接合区域。因此，空气入口82的内部区域与机身60的内部区域相连通。没有进一步描述发动机68和短舱70的不同部分，因为它们可以与现有技术的相同。发动机68通过链接件链接到机身60，该链接件包括：-将风扇壳体74与机身60链接的前部发动机附接件96，-将发动机68的核心72的后部部分更具体地说是其后壳体80与机身60链接的后部发动机附接件98，以及-将风扇壳体74与机身60链接的至少两个连接杆100、100'，每个连接杆100、100'包括将所述连接杆100、100'链接连接到风扇壳体74的第一锚固点102、102'以及将所述连接杆100、100'链接到机身60的相对于第一锚固点102、102'向前偏移的第二锚固点104、104’。因此，每个连接杆100、100'至少部分地定位在空气入口82的内部区域中并且不会干扰二次流。根据构型，对于每个连接杆100、100'，第一锚固点102、102'定位成与矫直器77对齐。对齐应理解为是指第一锚固点102、102'定位在与矫直器77相同的多个横向平面与发动机的旋转轴线A68成直角的多个平面中。因此，第一锚固点102、102'定位在风扇壳74的后部边缘74.2处或附近。根据本发明的另一特征，对于每个连接杆100、100'，第一锚固点102、102'和第二锚固点104、104'被安排成使得从上方看时，连接杆100、100'和发动机68的旋转轴线A68形成尽可能小的角度α。对于每个连接杆，第一锚固点104和第二锚固点104'尽可能分开。如图6中所展示的，第一锚固点102、102'大致定位在发动机68的竖直中间平面包含发动机68的旋转轴线A68的竖直平面中。如图7中所展示的，因此，第一连接杆100的第一锚固点102定位在风扇壳体74的最高点处，并且第二连接杆100'的第一锚固点102'定位在风扇壳体74的最低点处。对于每个连接杆100、100'，第二锚固点104、104'链接到机身60的框架62中的一个框架附图标记为62'。第二锚固点104、104'相对于风扇壳体74的前部边缘74.1向前偏移，使得连接杆100、100'与发动机68的旋转轴线A68之间的角度α小于25°。根据实施例，第二锚固点104、104'相对于风扇壳体74的前部边缘74.1向前偏移，使得角度α小于10°。第二锚固点104、104'与风扇壳体74的前部边缘74.1分离开的距离大致等于第一锚固点102、102'与风扇壳体74的前部边缘74.1分离开的距离。根据一个实施例，第二锚固点104、104'布置在同一竖直平面中。此解决方案使得可以获得这两个第二锚固点之间的对称加载。连接杆100、100'相对于发动机68的水平中间平面包含发动机68的旋转轴线A68的水平平面大致对称。对于每个连接杆100、100'，第一锚固点102、102'和第二锚固点104、104'布置在基本上水平的平面中。后部发动机附接件98包括横构件106，该横构件在水平且横向的方向上与机身的纵向轴线成直角延伸、并且具有与发动机68的核心72链接的第一末端106.1。根据构型，横构件106链接布置在机身两侧的推进组件的发动机68的核心72，并且包括链接到第一推进组件的发动机68的核心72的第一末端106.1、以及链接到第二推进组件的发动机的核心的第二末端，横构件106的中间部分链接到机身60的至少一个框架62附图标记为62”。如图7中所展示的，横构件106定位在用虚线表示的也称为分叉件的导流件108内。将风扇壳体74与机身60链接的前部发动机附接件96包括风扇壳体74与框架62附图标记为62”'之间的链接件和或条带110，该条带绑扎风扇壳体74并且链接到机身60、特别是在机身60的框架62”'中的一个框架处链接到机身。此条带110定位成与矫直器77对齐。本发明提供了以下优点：根据第一优点，连接杆100、100'定位在空气入口中，分叉件108的体积受到限制，这使得可以减小空气动力学阻力并消除后吊挂架导流件APF。根据第二优点，连接杆100、100'远离发动机68的热区，从而使得可以用基于更耐振动的碳纤维增强聚合物称为CFRP的复合材料生产这些连接杆。根据第三优点，将连接杆定位在空气人口处使得可以将每个连接杆的锚固点分离开，这使得最终可以减小发动机的旋转轴线与每个连接杆之间的角度α。此角度α的减小使得可以降低发动机畸变的风险并且优化其运作。最后，本发明使得可以消除吊挂架并且用具有小得多的重量的横构件代替吊挂架，这使得可以减小所嵌入的重量。

权利要求：1.一种飞行器，所述飞行器包括机身60和至少一个推进组件66，所述至少一个推进组件包括：-发动机68，所述发动机包括旋转轴线A68、核心72以及风扇壳体74，所述风扇壳体具有近似圆柱形的形式并且具有前部边缘74.1和后部边缘74.2，-短舱70，所述短舱在前部处包括具有唇缘84的空气入口82、被配置成将空气流朝向所述风扇壳体74导引的前部内管道86、以及与所述唇缘84和所述前部内管道86一起界定所述空气入口82的内部区域的外壁94，-链接件，所述链接件将所述发动机68与所述机身60链接并且包括至少两个连接杆100，100'，其特征在于，每个连接杆100，100'包括将所述连接杆100，100'链接到所述风扇壳体74的第一锚固点102，102'以及将所述连接杆100，100'链接到所述机身60并相对于所述第一锚固点102，102'向前偏移的第二锚固点104，104'，使得每个连接杆100，100'被至少部分地定位在所述空气入口82的内部区域中。2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述发动机68包括将所述风扇壳体74与所述发动机的核心72链接的矫直器77，并且其特征在于，对于每个连接杆100，100'，所述第一锚固点102，102'被定位成与所述矫直器77对齐。3.根据前述权利要求之一所述的飞行器，其特征在于，对于每个连接杆100，100'，所述第一锚固点102，102'和所述第二锚固点104，104'被安排成使得所述连接杆100，100'和所述发动机68的旋转轴线A68形成小于25°的角度α。4.根据前述权利要求之一所述的飞行器，其特征在于，对于每个连接杆100，100'，所述第一锚固点102，102'和所述第二锚固点104，104'尽可能分开。5.根据前述权利要求之一所述的飞行器，其特征在于，对于每个连接杆100，100'，所述第一锚固点102，102'被定位在包含所述发动机68的旋转轴线A68的竖直平面中。6.根据前述权利要求之一所述的飞行器，其特征在于，所述第二锚固点104，104'与所述风扇壳体74的前部边缘74.1分离开的距离大致等于所述第一锚固点102，102'与所述风扇壳体74的前部边缘74.1分离开的距离。7.根据前述权利要求之一所述的飞行器，其特征在于，所述第二锚固点104，104'被布置在同一竖直平面中。8.根据前述权利要求之一所述的飞行器，其特征在于，所述连接杆100，100'相对于所述发动机68的水平中间平面大致对称。9.根据前述权利要求之一所述的飞行器，其特征在于，将所述发动机68与所述机身60链接的所述链接件包括后部发动机附接件98，所述后部发动机附接件包括横构件106，所述横构件在水平且横向的方向上延伸、链接到所述机身60、并且具有链接到所述发动机68的核心72的第一末端106.1。10.根据前一权利要求所述的飞行器，其特征在于，所述横构件106具有链接到第一推进组件的发动机68的核心72的第一末端106.1、以及链接到第二推进器组件的发动机的核心的第二末端，所述横构件106的中间部分链接到所述机身60。11.根据前述权利要求之一所述的飞行器，其特征在于，将所述发动机68与所述机身60链接的所述链接件包括前部发动机附接件96，所述前部发动机附接件包括条带110，所述条带绑扎所述风扇壳体74并且链接到所述机身60。12.根据权利要求2至10之一所述的飞行器，其特征在于，将所述发动机68与所述机身60链接的所述链接件包括前部发动机附接件96，所述前部发动机附接件包括条带110，所述条带绑扎所述风扇壳体74、链接到所述机身60、并且被定位成与所述矫直器77对齐。

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