3-筛选及标引后的专利著录项目数据及专利全文cn101410294b

1、(19) 人民 国家知识产权局(12)发明专利 *CN101410294B*(10)授权公告号 CN 101410294 B (45)授权公告日 2010.08.04 (21)申请号 200780010721.9 (22)申请日 2007.03.28 (30)优先权数据0651136 2006.03.31 FR (85) PCT申请进入国家阶段日2008.09.25 (86) PCT申请的申请数据PCT/EP2007/052957 2007.03.28 (87) PCT申请的公布数据WO2007/113183 FR 2007.10.11 (51)Int.Cl.B64C 7/02 (2006.0

2、1) B64D 29/02 (2006.01) (56)对比文件GB 2144688 A,1985.03.13, 全 文 . US 4643376 A,1987.02.17, 全 文 . WO 95/17334 A1,1995.06.29, 全 文 . CN 1424234 A,2003.06.18, 全文 . 审查员 吴洁 (73)专利权人 法国空中客车公司 地址 法国图卢兹市 (72)发明人 斯特凡妮当坦 蒂埃里福尔卢克杰拉尔德 菲利普希门尼斯 (74)专利机构 北京康信知识产权有限 责任公司 11240 人 章社杲 李丙林 (54) 发明名称包括在前区中限定出侧向气流通道的发动机挂架的机

3、翼装置 (57) 摘要CN 101410294 B本发明涉及一种飞机机翼装置(1)，其包括机翼 (2) 和至少一个挂架 (4)，该挂架用于连接悬挂在机翼下方的飞机发动机且包括相对于机翼的前缘(10) 朝向前方伸出的前区 (8)。根据本发明， 前区 (8) 包括侧向突出部 (12)，该侧向突出部在朝向机翼的近端伸出的同时界定侧向气流通道(14)。 权利要求书 1 页 说明书 5 页 附图 5 页 CN 101410294 B权利要求书1/1 页 1. 飞机机翼装置，包括具有远端 (2b) 和近端 (2a) 的机翼 (2)，以及用于连接悬挂在所述机翼下方的飞机发动机的至少一个挂架 (4)，所述挂架

4、包括相对于所述机翼的前缘 (10) 朝向前方伸出的前区 (8)，其特征在于， 所述挂架 (4) 的所述前区 (8) 包括侧向突出部 (12)，所述侧向突出部在朝向所述机翼的所述近端 (2a) 伸出的同时界定出侧向气流通道 (14)，以及 所述侧向突出部 (12) 具有后端 (12a) 以及前端 (12b)，所述后端与所述机翼的所述前缘 (10) 接触，所述侧向突出部 (12) 朝向所述机翼的所述近端 (2a) 伸出一从所述侧向突出部的前端 (12b) 到其后端 (12a) 逐渐增加的伸出长度 (Ls)。 2. 根据权利要求 1 所述的机翼装置 (1)，其特征在于，所述侧向突出部 (12) 从其

5、前端(12b) 到其后端 (12a) 具有圆形的自由侧向边缘。 3. 根据权利要求 1 或 2 所述的机翼装置 (1)，其特征在于，所述挂架具有朝向所述机翼的所述近端 (2a) 定向的第一侧向边部 (16)，所述第一侧向边部 (16) 具有至少部分地参与所述侧向突出部 (12) 的界定的凹形部。 4. 根据权利要求 1 或 2 所述的机翼装置 (1)，其特征在于，所述侧向突出部 (12) 设置在所述挂架的所述前区 (8) 的顶部处，从而引导空气在所述机翼下方的所述侧向气流通道(14) 中流动。 5. 根据权利要求 1 或 2 所述的机翼装置 (1)，其特征在于，在俯视图中，从通过所述挂架的前端

6、点的所述挂架的纵向轴线 (20) 考虑，所述侧向突出部 (12) 呈现所述挂架的所述前区 (8) 的长度的至少 60。 6. 根据权利要求 1 或 2 所述的机翼装置 (1)，其特征在于，所述机翼装置包括两个飞机发动机挂架 (4)，每个挂架均在各自的前区 (8) 上设置有所述侧向突出部 (12)。 7. 飞机，其特征在于，所述飞机包括至少一个根据前述权利要求中任一项所述的机翼装置 (1)。 12 CN 101410294 B说明书1/5 页包括在前区中限定出侧向气流通道的发动机挂架的机翼装置技术领域0001本发明总体上涉及飞机机翼装置，该装置包括机翼和悬挂在该机翼下方的至少一个飞机发动机挂架。

7、 背景技术0002 众所周知，发动机挂架 ( 也被称为“发动机机架结构 (EMS)”( 来自英文“Engine Mounting Structure”) 使得能够利用包括多个发动机附件 (attache，紧固件 ) 的安装系统将发动机悬挂在飞机机翼的下方。事实上，它被提供以用于在发动机 ( 诸如喷气式发动机 ) 与飞机机翼之间形成连接界面，并且使得能够将由它的相关联的喷气式发动机产生的力传输至该飞机的结构，并且还允许确定燃料和电气、液压以及空气系统在喷气式发动机与飞机之间的线路。 0003 对于近来的飞机的喷气式发动机，为了减少噪音和污染物的目的而追求的高稀释率(taux de dilutio

8、n) 导致需要非常大的用于发动机区的空间，这是因为稀释率的增加不可避免地导致发动机直径的增加，且更具体地导致发动机的风机 (soufflante) 罩壳的直径增加。 0004 这样，由于离地距离必然是固定的以使得从安全角度该离地距离是可接受的，因而在机翼与喷气式发动机之间保留的用来容纳喷气式发动机的挂架的空间越来越受限制。0005 喷气式发动机的这种发展已经使发动机更靠近机翼并因此还减小了挂架的尺寸。然而，发动机和机翼的这种紧凑构造 ( 也被称为“紧耦合”构造 ) 导致了有害的气动效应， 该气动效应由于发动机舱、挂架和飞机机翼的紧密接近而直接产生。 0006有效地，首先进行试验使得能够探测挂架

9、的前区上方的偏离横向流动，也就是说， 该挂架的气动区从机翼的前缘向前伸出并抵压在发动机舱的顶部上，以实现与发动机舱的气动连续性。该偏离横向流动大致从挂架的朝向机翼近端定向的侧向边部 (flank) 的前端流出，且其特征在于该横向流动在前进中在挂架的峰线(peak line) 上方通过，而不是保持沿着该边部直到该流动到达机翼的底部为止。因此，该偏离流动到达挂架的朝向机翼远端定向的侧部。 0007 此外，除了该偏离横向流动导致了从挂架的朝向机翼的近端定向的侧向边部向着朝向机翼的远端定向的相对侧向边部进行的运动之外，还可能探测到湍流分离的有害现象， 该湍流分离处在发动机舱的后缘处且包围通过挂架悬挂的

10、发动机。该湍流分离的特征在于气流围绕位于某一区中的一位置卷绕，由于边界层不再是层状的，因此该位置是能量损失的位置，并因此是气动阻力的位置。 0008 这两种偏离现象主要通过这样的事实解释 ：发动机舱的后缘位于机翼的压缩场(champ de compression) 中。因此，该流动试图绕过该机翼压缩区并随着前述的偏离横向运动变化。在这一点上，应注意，这种现象非常强大以使得它在机翼的压缩最大的区中导致所讨论的湍流分离(dcollement)。因此，该湍流分离导致边界层(couche limite) 在发动 CN 101410294 B说明书2/5 页机舱上的局部增大，这导致发动机舱的粘滞压力阻力

11、 ( de pression visqueuse) 的有害增加，因而导致飞机性能的总体损失。 发明内容0009因此，本发明的目的是提供一种用于补救在现有技术实施方式中遇到的上述缺陷的机翼装置。 0010 对此，本发明的目的是一种飞机机翼装置 (agencement daile)，包括具有远端和近端的机翼以及用于连接悬挂在机翼下方的飞机发动机的至少一个挂架 ( daccrochage)，该挂架还包括相对于机翼的前缘向前伸出的前区。根据本发明，挂架的前区包括侧向突出部，该突出部在朝向机翼的近端伸出的同时界定出侧向气流通道。此外，该侧向突出部具有与机翼的前缘接触的后端以及前端，侧向突出部朝向机翼的近

12、端伸出一从它的前端 ( 延伸 ) 到后端的逐渐增加的 (croissant) 伸出长度。 0011 因此，本发明准备通过增加侧向突出部来解决现有技术中遇到的偏离横向流动(coulement parasite transversal) 的问题，该侧向突出部例如能采用沿着前区延伸的唇缘的形式，因此侧向突出部参与气流通道 ( 沿着朝向机翼的近端定向的侧向挂架边部 ) 的形成， 上述侧向边部 (flanc) 被称为第一侧向边部。因此，来自第一侧向边部的第一端的气流不再经受偏离横向运动，因为它沿着上述的第一侧向边部被侧向突出部引导，该侧向突出部阻止该 气流沿挂架的峰线方向转向。 0012 随后，由侧向突

13、出部引导的气流就通过所讨论的通道的形状而加速并且于飞机机翼下方在机翼的下表面与发动机机舱之间沿适当的方向排出。由于这个原因，发动机舱的后缘(bord de fuite) 处的湍流分离现象就大大减小了，或者甚至是完全消除，这有利地导致发动机舱的粘滞压力阻力的减小并因此导致飞机整体性能的提高。 0013 此外，使朝向机翼的近端伸出的该侧向突出部具有与机翼的前缘接触的后端。它因此随之沿着挂架朝向挂架的前方延伸 ( 优选地基本上为直线的 )，且仍然朝向机翼的近端伸出。0014 具体地，侧向突出部具有与机翼的前缘接触的后端以及前端，并朝向机翼的近端伸出一从它的前端到它的后端的增加的伸出长度。在临近机翼的

14、前缘时该特征有利地且进一步地精确了气流通道的界定，并且使得该侧向突出部具有平滑的前侧向突出端，该突出端在该突出部的开始处提供挂架的前区的气动连续性。 0015 优先地，该侧向突出部从它的前端到它的后端具有圆形的通畅的 (libre，不受阻碍的 ) 侧向边缘。这也限制了容易由本发明特有的侧向突出部的存在而引起的气动扰动， 并因此提供了在挂架的整个前区中具有很小扰动的气流。 0016 优选地，挂架因此具有朝向机翼的近端定向的第一侧向边部，该第一侧向边部具有至少部分参与侧向突出部的界定的凹形部。这是因为，应注意，与挂架的外表面是平的或凸形的现有技术的实施方式不同，侧向突出部的形成涉及具有凹形部的第一

15、侧向边部的产生。在这一点上，应注意，第一侧向边部的凹形部优选地自始至终沿着该突出部延伸并且可能延伸超过挂架的前区，也就是说，在机翼的下方相对于突出部朝向后部，尤其是由于该第一侧向边部的气动连续性的原因。 0017 在不背离本发明的范围的情况下，侧向突出部还可被限定成与挂架的前区的顶边 CN 101410294 B部相连。 说明书3/5 页0018 从上述内容可以清楚，应注意侧向突出部被设置在挂架的前区的顶部处，从而在飞机机翼下方且在侧向气流通道中指引气流。为此，突出部可有效地被限定成与第一侧向边部的凹形顶部相连并与朝向机翼的近端定向的顶边部的侧部相连。 0019 为了借助于侧向突出部获得对气流

16、尽可能满意的引导，可以布置成使得 ( 在俯视图上) 沿着穿过挂架前端点的挂架的纵向轴线看( 或考虑)，侧向突出部呈现为挂架的前区的长度的至少 60。更一般地，但仍然是优选地，使得该侧向突出部具有 ( 呈现为) 从前缘伸出( 优先地从前缘延伸 ) 的前区的长度的 50至 100。 0020 最后，应注意该装置包括 ( 例如) 两个飞机发动机挂架，每个挂架在它的前区上均配有侧向突出部，该侧向突出部自然地朝向相同的机翼的近端伸出。然而，本发明优先地应用于双发动机飞机。 0021 本发明的另一目的是一种飞机，其包括至少一个如上所述的机翼装置。 0022 从随后的非限制性详细说明中，本发明的其他优点和特

17、征将显现。 附图说明0023将参照附图给出说明，附图中 ： 0024图 1 描绘了根据本发明优选实施例的飞机机翼装置的俯视图 ； 0025图 2 描绘了沿图 1 中的线 II-II 的剖面的示意图 ； 0026图 3 描绘了图 1 中所示的机翼装置的局部前视图 ； 0027图 4 描绘了图 1 中所示的机翼装置的局部图 ； 0028图 5 描绘了图 1 中所示的机翼装置的详细局部俯视图 ； 0029图 6a 是沿图 5 中的线 VIa-VIa 的剖面图 ； 0030图 6b 是沿图 5 中的线 VIb-VIb 的剖面图 ；以及 0031图 6c 是沿图 5 中的线 VIc-VIc 的剖面图。

18、具体实施方式0032 首先，参照图 1，可以看到根据本发明优选实施例的飞机机翼装置 1，该装置 1 整体上包括具有近端 2a 和与之相对的自由端的机翼 2，其中上述近端旨在固定地连接至飞机机身，上述自由端被称为远端 2b。 0033 此外，该机翼装置 1 还包括固定地悬挂在机翼 2 下方的至少一个发动机挂架 4，优选地包括支撑发动机 6( 诸如喷气式发动机) 的单个挂架 4，如图 1 所示。值得指出，我们可以不加区别地考虑该喷气式发动机 6 是否属于为本发明的目的的机翼装置 1。 0034 在随后的整个描述中，依照惯例，挂架的纵向方向 ( 该方向也与飞机以及飞机的喷气式发动机的纵向方向相同)

19、被称为为X。此外，相对于挂架横向地定向且也与飞机以及飞机的喷气式发动机的横向方向相同的方向被称为为 Y，最后垂直的方向或高度方向被称为 Z， 这三个方向 X、Y 和 Z 彼此正交。 0035 并且，相对于飞机的前进 ( 在喷气式发动机施加了推进力后发生 ) 方向考虑术语“前”和“后”，该方向通过箭头 7 示意性地表达。 0036 现在参照示意性地示出了装置 1 的图 2，该装置包括喷气式发动机 6、它的相 CN 101410294 B说明书4/5 页关联的挂架 4 以及机翼 2，应说明的是，挂架 4 通常包括承载发动机悬挂装置 (moyens daccrochage，连接装置 ) 的刚性结构(

20、 也被称为主结构)，这些悬挂装置包括多个发动机附件 (attach) 以及用于吸收由发动机产生的推进力的装置。并且，如图 2 中可见，喷气式发动机 6 被发动机舱环绕，且挂架 4 包括另一系列附件( 未示出)，这些附件附着至刚性结构并且将该挂架悬挂在飞机机翼下方。 0037 在示出了喷气式发动机 6 的平行于方向X 的纵向轴线 5 的图 2 中，可以看到挂架 4 整体上具有气动外形，该气动外形由于添加至主刚性结构的次结构的存在而产生并且该气动外形在支撑气动整流装置的同时保证系统的隔离和保持。值得指出，在挂架 4 的这些次结构( 未标出 ) 中，具有前气动结构、后气动整流装置、连接前气动结构和后

21、气动结构的整流装置 ( 也被称为整流片 )、以及下部后整流装置 ( 也被称为“遮护板”或“后挂架整流装置”)，这些次结构的本质功能是形成防火屏障以及形成在发动机排放口与挂架之间气动连续性。 0038 在本发明的上下文中，主要关注被称为前区 8( 在图 2 中以虚线界定出) 的挂架 4 的一个区，并且该前区具有从机翼 2( 前区 8 与其相连 ) 的前缘 10 向前伸出的特征。实质上由前述的前气动结构形成的前区 8 抵压在发动机舱的顶部上以便通过利用它实现气动连续性。 0039 现在参照图 3 和 4，更确切地示出了挂架 4 的前区 8，可以看到本发明的一个特征在于这样的事实 ：该前区 8 包括

22、界定了侧向气流通道 14 的侧向突出部 12，且该侧向突出部朝向机翼 2 的近端 ( 未示出 ) 伸出。 0040该侧向突出部 12 处在前区 8 的顶部处，从而被它界定的通道 14 大致位于上述突 出部 12 的下方，该突出部优选地具有与前缘 10 接触的后端 12a。以这种方式，可以理解由突出部 12 形成的气流通道 14 使得空气能够方便地沿着该通道 14 朝向机翼 2 的底部前进， 这在图 3 中可以更清楚的看见。 0041 为了实现沿着前区 8 延伸的 ( 例如基本上笔直地平行于方向 X 延伸，或者从而沿着略微弯曲的线延伸( 此情况未示出 ) 侧向突出部 12，设置第一侧向边部 16

23、，该侧向边部朝向机翼的近端定向且具有凹形部，该凹形部至少部分地参与该侧向突出部的界定，这在图 3 和 4 中清晰地显现。在这一点上，应注意第一侧向边部 16 的凹形部可能朝向后部延伸 而超过图 2 中界定的前区 8，因此到达机翼 2 的底表面的下方，这没有背离本发明的范围。0042 因此，涉及该突出部 12 的存在方式的特性( 该突出部在此类似于沿机翼的近端的方向伸出并沿着前区 8 从前缘 (borddattaque)10 延伸的唇缘 (lvre) 在于来自第一侧向边部 16 的前端的气流不再发生偏离横向运动，这是因为通过侧向突出部 12 而沿着上述 第一边部 16 渐进地引导气流，该侧向突出

24、部防止气流转向挂架 4 的峰线，因此迫使气流沿着通道 14 流动。 0043 如同将在下文中更详细批露的，突出部 12 从能够与前区 8 的前端部分保持气动连续的一个非常小尺寸的前端开始，随之当它接近它的与前缘 10 接触的后端 12a 时逐渐增大。换言之，当该侧向突出部 12 接近前缘 10 时，它沿机翼的近端的方向伸出越来越大的长 度。因此，在前端与后端这两者之间，朝向后部前进的尺寸逐渐增大的突出部 12 具有自由的(libre，不受阻碍的 ) 侧向边缘，即，它的朝向机翼的近端定向并且构成突出部的侧端的边缘， 该侧向边缘具有对良好的气动流动有利的圆形外形。 CN 101410294 B说明

25、书5/5 页0044更具体地参照图5，其示出了装置1 的局部俯视图，可以看到侧向突出部12 在长度“1”上延伸，该长度优选地为挂架的前区的长度“L”的 60，沿着挂架的纵向轴线 20( 优选地平行于方向X 且通过挂架的前区 8 的前端点 22) 考虑这两个长度，在俯视图中该轴线 20 通常与喷气式发动机的纵向轴线5 合并在一起。如前所述的，突出部12 从它的前端12b( 相对于点 22 设置在后部 ) 开始，与此同时它的后端 12a 被固定在机翼的前缘 10 上。值得注意， 根据所遇到的气动需求，上面提到的百分比可以拓展到从 50至 100的范围。 0045 仍然参照图 5 并且如上面所提及的

26、，可以看到，位于前区 8 的顶部中且在该前区的第一侧向边部16 与前区的顶边部(flancsuprieur，或上侧面)24 之间的突出部12 朝向机翼的近端伸出一从突出部的前端 12b 延伸到它的后端 12a 的逐渐增大的伸出长度。0046将参照图 6a 至 6c 更好地解释这种特征，该特征表现为朝向后部逐渐增大的突出部。 0047 这是因为在图 6a 中可见，在不包括突出部 12 的前端部分中，前区 8 在横截面中具有传统设计的外表面，即，两个侧向边部 16、26 基本上在底部是平的而在它们的顶端处是凸形的，这两个侧向边部通过具有凸形和 / 或平的外形的顶边部 24 连接。 0048接着，靠近突出部12 的前端12b，可以看到在横截面中所见的前区8 具有这样的外表面 ：该外表面的顶部具有形成了突出部 (saillie)12 的圆形突起 (bossage，凸起部分 )， 该突起基本上横向地朝向机翼的近端定向。如同图 6