参考文稿成果cna

1、(19)中民(12)发明专利申请(10 )申请公布号 CN107074371 A( 43 )申请公布日 2017.08.18( 21 )申请号201580050827 .6雅安·( 22)申请日2015 .09 .21(74 )专利机构 中国商标专利事务所有限公司 11234兴 曾海艳( 30 )优先权数据.09 .22 FR人( 85 )PCT国际申请进入2017 .03 .21阶段日( 51 )Int .Cl .B64D F01D F02CF02C27/26( 2006 .01 )21/04( 2006 .01 )7/20( 2006 .01 )7/25( 2006 .01 )(

2、 86)PCT国际申请的申请数据PCT/FR2015/052524 2015 .09 .21( 87 )PCT国际申请的公布数据WO2016/046482 FR 2016 .03 .31(71 )申请人航空器发地址 法国巴黎·(72)发明人纳西安·比权利要求书1页 说明书3页附图6页( 54 )发明名称涡轮发，诸如例如航空器涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发( 57 )摘要本发明涉及一种设置有( 3 )的涡轮发动机，该( 3 )包括壁( 11 )以及相对于壁( 11 )基本垂直地延伸的至少一个承载构件(17 )；所述构件(17 )被附接到安装件(18)，该安装件用于附接到航空器结

3、构部件，其特征在于，热保护构件( 23 )所述构件(17 )；所述热保护构件( 23 )包括柔性地支撑在该( 3 )的壁( 11 )上的底座；所述底座紧密地适应所述壁以及所述承载构件的至少一个的形状。CN 107074371 A权利要求书CN 107074371 A1/1 页1 .一种涡轮发(1) ，诸如航空器涡轮喷气发或涡轮螺旋桨发，包括至少一个(3) ，所述至少一个(3)包括壁(11)、至少一个第一轭(16)、和至少一个第二轭(17) ；所述至少一个第一轭(16)也称为主轭，例如被附接到梁(18)上，该梁(18)用于固定该涡轮发(1)到航空器支柱上；所述至少一个第二轭(17)也称为辅助轭，

4、例如被间隙安装在该梁(18)上；所述轭(16、17)基本垂直地延伸到所述壁(11) ，所述辅助轭(17)适于在该元件(3)变形时和/或在主轭(16)损坏时吸收力，其特征在于，它包括仅该辅助轭(17)的热保护构件(23) ，所述热保护构件(23) 包括柔性地支撑在该(3)的壁(11)上的底座(26)的形状。(3)可包括也称为主轭并(24) ，所述底座配合所述壁和所述辅助轭(17)的至少一个2 .根据权利要求1所述的涡轮发(1) ，其特征在于，该附接到所述梁(18)的第一轭(16)和第二轭(16) ，称为辅助轭的被间隙安装在所述梁(18)并在主轭(16)之间圆周地的第三轭(17) ，如果该(3)变

5、形和/或至少一个主轭(16)损坏，所述辅助轭(17)适于吸收力，该热保护构件(23)仅辅助轭(17)。3 .根据权利要求1或2所述的涡轮发紧固构件(11)被附接到该壁。4 .根据权利要求3所述的涡轮发(1) ，其特征在于，该热保护构件(23)通过第一(1) ，其特征在于，该壁(11)包括一个圆柱或截锥外表面以及从所述外表面径向向外延伸的至少一个环形凸缘(14、15) ，该第一紧固构件(27)被附接到所述外表面和/或所述环形凸缘(14、15)。5 .根据权利要求1到4任一所述的涡轮发(1) ，其特征在于，它包括一个适用于将热保护构件(23)附接在梁(18)上用于固定到航空器的结构部件的第二紧固构

6、件(29)。6 .根据权利要求1到5任一所述的芯体，其特征在于，该护罩(11)。是壳体(3) ，所述壁是环形2说明书CN 107074371 A1/3 页涡轮发，诸如例如航空器涡轮喷气发发或涡轮螺旋桨00010002本发明涉及一种涡轮发，诸如航空涡轮喷气发或涡轮螺旋桨发。涡轮发例如通过发支柱和悬架设备被附接在航空器机翼以下。该悬架设备常规地包括上游部分和下游部分，以在涡轮发的上游和下游之间分配。该悬架设备的上部通常被附接在所谓中间壳体，而该悬架设备的下游部分通常被附接在所谓的排气壳体。0003以申请人名义的专利申请FR 2952614公开了一种通过分别附接到中间壳体和排气壳体的前后悬架设备被附

7、接到航空器的发支柱的涡轮发，前后悬架设备每个都包括部分配合所涉及壳体护罩的形状的梁，这种梁被也称为“轭”。特别地，每个壳体包括也称为主轭的第一和第二轭，也称为辅助轭的第三轭。辅助轭位于两个主轭之间。主轭通过连杆和轴被附接到梁，在涡轮发的正常操作中，所述主轭旨在吸收在支柱和所涉及壳体之间所施加的所有。辅助轭通过轴被间隙地安装在，因此仅当壳体变形和/或当至少一个主轭损坏时，辅助轭适于吸收在发支柱和所涉及壳体之间施加的全部或部分0004力。00050006。对于火灾，例如由于或漏油，主轭和辅助轭会受到可影响其机械强度的高热本发明特别地旨在对该问题提供一种简单、有效和成本有效的解决方案。为此，它提供了

8、一种涡轮发，诸如航空器涡轮喷气发或涡轮螺旋桨发动机，包括至少一个，所述至少一个包括壁、至少一个第一轭以及至少一个第二轭；第一轭也称为主轭，例如被附接到梁，该梁用于固定发到航空器支柱上，第二轭也称为辅助轭，例如被间隙安装在，所述轭基本垂直地延伸到所述壁，所述辅助轭适于在该元件变形时和/或在主轭损坏时吸收力，其特征在于，它包括仅该辅助轭的热保护构件，所述热保护构件包括柔性地支撑在该的壁上的底座，所述底座配合所述壁和所述辅助轭的至少一个的形状。00070008该底座的柔性支撑是指所述底座能够轻微地变形以适应承载底座的壁的形状。因此可以在一端将该热保护构件挤压在该的壁上并且在另一端挤压在所述，该热保护

9、构件也轭的任何机械损害。相应轭，从而有效地保护它免于与火的可能接触。因此避免了对0009通过最多配合相应承载表面的形状，因此在该的壁上提供了该保护构件的连续和相对紧密承载。0010例如，尽管梁相对于这些轭的相对运动，从而确保了该保护构件的功能。此外，这种柔性促进了保护构件的安装和拆卸，并使用内窥镜的检查。0011此外，通过防止这种轭与火的任何接触，避免了辅助轭的机械特征的任何。通过该轭提供的安全功能因此不受影响。0012此外，该可包括也称为主轭并附接到所述梁的第一轭和第二轭，称为辅助轭的被间隙安装在所述在主轭之间的第三轭，如果该变形和/或至少一3说明书CN 107074371 A2/3 页个主

10、轭损坏，所述辅助轭适于吸收力，该热保护构件仅辅助轭。00130014该热保护构件可通过第一紧固构件被附接到护罩。在这种情况下，该壁可包括圆柱或截锥外表面以及从所述外表面径向向外延伸的至少一个环形凸缘，该第一紧固构件被附接到所述外表面和/或所述环形凸缘。0015此外，该涡轮发可包括第二附接构件，第二附接构件被设计为将该热保护构件附接到，该梁用于附接到航空器结构部件上。001600170018此外，该热保护可由硅、弹性体或任何其他柔性和耐热材料制成。该可以为壳体并且该壁可以是环形护罩。在阅读通过非限制性示例并参照附图给出的以下描述，将更好地理解本发明，本发明的其他细节、特征和优点将显而易见，其中：

11、001900200021002200230024002500260027图1是示出根据本发明的涡轮发的示意图；图2是所述涡轮发的一部分的图，图3是根据本发明涡轮发图4是根据本发明涡轮发的中间壳体的一部分的图，的一部分的前视图，示出了将梁安装到中间壳体，图5到8是每个出根据本发明涡轮发的一部分的图，图9是保护构件及相关附接设备的前视图，图10是保护构件及相关附接设备的图，图11是示出根据本发明的保护构件的位置的图表。在图1中示意性地示出了根据本发明一个实施方式的涡轮发。其呈现一种具有轴线X的涡扇发的形状，并且从下游方向，即由箭头F所表示的空气或气体流的方向，常规地包括风机壳体2、所谓中间壳体3、

12、压缩级壳体4，燃烧室壳体5，高压涡轮级壳体6，低压涡轮级壳体7以及排气壳体8。中间壳体3和排气壳体8是喷气发1结构的结构壳体，即它们被如此布置，以支撑该结构的并吸收和/或传输。0028涡轮喷气发1通过前悬架9和后悬架10从航空器的结构悬挂(未示出) ，所述悬架9和10被附接到机翼(未示出)的结构部分，诸如发构集成在一起。支柱或桅杆，其本身与航空器的结0029在以下的详细描述中，本发明有利地应用到涡轮喷气发的前悬架的情况。然而，其可适用于涡轮发的其他机械装置或其他功能装置。00300031如图2最佳地示出，中间壳体3包括通过径向臂13连接到轮毂12的径向外护罩11。如图3所示，径向外护罩11包括

13、径向向外延伸的径向环形凸缘14、15。外护罩11进一步包括彼此间隔并称为主轭的两对轭16。外护罩11也包括被在该对双主轭16之间的所谓辅助轭17。可直接地集成，即添加到或螺栓连接在，甚至焊接到轭16和17每个上。0032前悬架9包括支撑部或横梁18，支撑部或横梁18沿与涡轮发1的轴线X垂直的轴线X延伸，所述梁18包括在其每个侧端部的一对轭19，以及中心凹部。0033主轭16通过连杆20被附接到这些轭19(图4)。此外，辅助轭17被轴安装在梁18的中心凹部中。轴21接合在轭16和19以及杆20中。轴22接合在轭17以及为此提供的梁18的。0034轭16、17、19、连杆20以及梁18被确定，使得

14、主轭16能够在涡轮发的正常4说明书CN 107074371A3/3 页操作中转移出错时吸收，以及辅助轭17适于仅在壳体3变形和/或至少一个主轭16发生机械故障或。辅助轭17因此被间隙安装在梁18上。0035为了保护辅助轭17免于涡轮发1中的可能火灾，热保护构件23辅助轭17。该构件的功能是在所有操作条件下确保在设置有轭型承载构件17的3或壳体与结构部件的支撑部18或梁之间连接的机械完整性，构件17基本垂直于壁11延伸。00360037特别地，该构件23确保在火灾时加载的连接部件的机械强度。该保护构件23优选地由柔性、弹性变形和耐热的材料制成。构件23适于最佳地适合其被附接上面的部件的形状，从而

15、用作火灾或高温条件下的热障。换句话说，由该部件柔性地支撑该构件。为此，它由一种弹性材料的非穷举列表中的材料制成，所述弹性材料包括硅橡胶、弹性体、以及柔性和耐热的和复合材料。0038构件23包括由3的壁11柔性地支撑的底座24，所述底座配合所述壁以及和/或覆盖所述承载构件的至少一个26的形状。在所描述的主要应用中，它具有连续地承载在环形护罩11上的径向内端24，连续地承载在所述梁18上的径向外端25，以及助轭17的中心区域26。辅0039更特别的，径向内端24具有圆柱形部分的形状，旨在适应外护罩11的形状以及基本密封地承载在护罩11上。此外，径向外端25具有基本平面的形状，旨在配合梁18的径向内

16、表面的形状以及基本密封地承载在梁18上。中心区域26具有连接上述端部24、25的套筒的形状。0040保护构件23的径向内端24通过第一紧固构件27被附接到外护罩11，更优选地环形凸缘14、15。第一紧固构件27每个都包括旨在通过螺钉/螺母系统28被附接到相应凸缘14、15的端部，以及承载在保护构件23的端部24上以将其挤压到径向外护罩11的表面上的第二端。两个第一紧固构件27(图5)被在保护构件23的上游边缘，另一第一附接构件27被定位在保护构件23的下游边缘(图6)。0041此外，保护构件23的径向外端25通过第二紧固构件29被附接到支撑部18(图5和6)。每一个第二紧固构件29通常都为U型

17、，具有旨在承载在梁18边缘上的第一腿部30以及旨在依靠在保护构件23的边缘25的径向外端上的第二腿部31。螺钉和螺母系统32穿过这两个腿部30、31，并且可被收紧，以使两分腿部30、31彼此更接近，并且因此将保护构件23的径向外端25挤压在梁18的径向内表面上。0042两个第二紧固构件29(图5)位于保护构件23的上游边缘，其他两个第二紧固构件29(图6)位于保护构件23的下游边缘。0043本发明因此可有效地保护辅助轭17免于与火的可能接触，以避免所述辅助轭17的机械特征的任何。由轭17提供的安全功能因此不受影响。0044此外，特别地在径向内端24的保护构件23的柔性能够引入内窥镜用于维修目的。支撑部相对于轭和壳体的相对运动并不影响保护构件的热保护功能。0045其他已关联中间壳体3公开了本发明。当然，这也可应用于排气壳体8或涡轮发的或的零件。本发明可特别地应用于具有通常圆柱形状的任何(中间壳体护罩，轮毂、