用于扭矩滚动振动隔离的安装布置结构的制作方法

本公开涉及飞机发动机，并且更特定来说，涉及旋转发动机安装布置结构。

背景技术：

由于燃烧过程的性质，旋转发动机产生相当大的交变轴向扭矩力。期望低刚度发动机安装件以限制因交变轴向扭矩而传递到飞机结构的扭矩力和振动。然而，由于对发动机在高重力载荷下的平移和旋转偏转的最大可允许偏转限制（例如，涡轮轴发动机的最大轴未对准），因此在许多发动机安装中期望高安装刚度。

在设计发动机安装布置结构时存在固有折衷，所述发动机安装布置结构需要高安装刚度来限制操作期间的发动机偏转，同时需要低安装刚度来限制扭矩和振动。期望实现改进。

技术实现要素：

在一个方面中，本公开描述一种飞机发动机组件，其包括：旋转发动机，所述旋转发动机具有延伸穿过所述旋转发动机的重心的滚动轴线（rollaxis）、俯仰轴线（pitchaxis）和偏航轴线（yawaxis）；安装到所述旋转发动机的第一侧和第二侧的第一组单自由度连杆，所述第一组单自由度连杆具有被构造成安装到飞机的远侧端部和安装到所述旋转发动机的近侧端部，所述第一组单自由度连杆相对于所述旋转发动机定位成具有穿过所述滚动轴线的相应反作用轴线；以及第二组连杆，所述第二组连杆具有被构造成安装到所述飞机的远侧端部和安装到所述旋转发动机的近侧端部，所述第二组连杆相对于所述旋转发动机定位成具有与所述滚动轴线横向间隔开的相应反作用轴线。

根据另一个一般方面，提供一种用于将旋转发动机安装到飞机结构的安装布置结构，其中所述发动机具有三个正交轴线，包括：穿过发动机重心的滚动轴线、俯仰轴线和偏航轴线，所述安装布置结构包括：多个单自由度连杆，所述单自由度连杆安装在旋转发动机的每一侧上并且具有被构造成安装到所述飞机结构的远侧端部和被构造成安装到旋转发动机的近侧端部，所述多个单自由度连杆具有穿过所述滚动轴线的相应反作用轴线；以及滚动约束件，所述滚动约束件具有围绕所述滚动轴线的力矩反作用。

在另一个方面中，本公开描述一种将旋转发动机安装到飞机结构的方法，其中所述发动机具有三个正交轴线，包括：穿过发动机重心的滚动轴线、俯仰轴线和偏航轴线，所述安装方法包括：通过一对相对的不平行的单自由度前部连杆将所述发动机的前部部分安装到所述飞机结构，所述一对相对的不平行的单自由度前部连杆具有穿过所述滚动轴线的反作用轴线；通过一对相对的不平行的单自由度后部连杆将所述发动机的后部部分安装到所述飞机结构，所述一对相对的不平行的单自由度后部连杆具有穿过所述滚动轴线的反作用轴线；通过轴向约束件轴向约束所述发动机，所述轴向约束件具有平行于所述滚动轴线的反作用轴线；以及通过滚动约束件旋转约束所述发动机，所述滚动约束件具有围绕所述滚动轴线的力矩反作用；其中所述前部连杆、后部连杆和轴向约束件具有第一安装刚度，并且所述滚动约束件具有第二安装刚度，其中所述第二安装刚度小于所述第一安装刚度。

在另一个方面中，本公开描述一种用于旋转发动机的飞机安装件，其包括：附接到发动机的前部部分的一对相对的不平行的单自由度前部连杆和附接到发动机的后部部分的一对相对的不平行的单自由度后部连杆，所述前部和后部连杆具有穿过扭矩滚动轴线的反作用；以及发动机的每一中心侧上的a形框架连杆，所述a形框架连杆取向成具有与所述扭矩滚动轴线横向间隔开的反作用，所述反作用不平行于所述扭矩滚动轴线并且被构造成限制轴向和滚动移动；其中通过滚动约束件限制所述滚动移动，所述滚动约束件具有低于轴向约束件的轴向刚度并且低于不平行的单自由度连杆的连杆刚度的滚动刚度。实施例可以包括以上特征的组合。

根据下文包括的具体实施方式和附图，将显而易见到本申请的主题的这些和其它方面的进一步细节。

附图说明

图1示出带有由机翼安装式旋转发动机驱动的螺旋桨的示例性飞机的侧视图。

图2是第一安装布置结构的等角示意图，其中发动机质量被描绘为具有滚动轴线并且由两个前部连杆、两个后部连杆和两个中间a形框架连杆支撑的球体。

图3是第二安装布置结构的相似等角示意图，其中发动机由两个前部连杆、两个后部连杆、两个中心滚动约束连杆和后轴向约束连杆支撑。

图4是第三安装布置结构的相似等角示意图，其中与图2相比，两个后部连杆已经围绕滚动轴线旋转180度。

图5是沿着图2的线5-5的截面视图，其示出用于限制滚动旋转和轴向平移的分段弹性体衬套。

具体实施方式

图1示出带有驱动螺旋桨3的旋转发动机2的示例性飞机1。本说明书涉及用于使用支柱或连杆将此旋转发动机2安装到飞机结构的安装布置结构。虽然图1示出飞机，但是应理解，所述安装布置结构还可以用于直升机安装。例如，所述安装布置结构可以用于将包括与涡轮机复合动力的至少一个旋转发动机（例如汪克尔发动机）的复合涡轮轴发动机安装到直升机的结构。

图2示出第一安装布置结构的等角示意图，其中为清楚起见，发动机质量描绘为球体4，其具有延伸穿过球体4的重心6的滚动轴线5、偏航轴线15和俯仰轴线14。描绘为球体4的旋转发动机2质量由前部安装件、后部安装件和中间安装件支撑在飞机结构上。

前部安装件包括在相同轴向工位处附接到发动机2的任一侧的两个不平行的单自由度(1dof)连杆7。同样地，后部安装件包括在相同轴向工位处附接到发动机2的任一侧的两个不平行的1dof连杆8。

前部连杆7和后部连杆8被布置成其反作用矢量11穿过滚动轴线5。因此，前部和后部连杆7、8并不约束围绕滚动轴线5的滚动旋转，并且并不约束平行于滚动轴线5的轴向平移。前部和后部连杆7、8确实约束俯仰旋转和偏航旋转。前部和后部连杆7、8还约束平行于俯仰和偏航轴线14、15的平移（其抵抗竖直和侧向移动）。前部和后部连杆7、8具有高刚度以限制发动机的偏转。

在图2中示出的示例中，中间安装件包括在相同轴向工位处在发动机2的每一侧上的一对a形框架9。每一a形框架9在其顶点处具有耳轴10。a形框架9限制平行于滚动轴线5的轴向平移以及沿着偏航轴线15的平移。可以使用弹性体隔离器控制这些发动机接口中的每一者处的刚度，使得沿着偏航轴线15的刚度较低，并且沿着滚动轴线5的轴向刚度较高。a形框架9还约束围绕滚动轴线5的旋转。耳轴10施加力矩力以约束滚动旋转，因为耳轴10安置在距滚动轴线5距离"x"处。

可以了解，沿着俯仰轴线14的侧向刚体运动由前部和后部连杆7、8限制。沿着滚动轴线5的轴向刚体运动由中间a形框架9的轴向反作用限制。沿着偏航轴线15的竖直刚体运动由所有连杆7、8和9限制，但是由较硬的前部和后部连杆7、8支配。沿着滚动轴线5的旋转仅受到2个中间安装a形框架9的竖直反作用的抵抗。围绕俯仰轴线14的旋转主要受到前部和后部安装平面的抵抗。围绕偏航轴线15的旋转在所有安装件处受到抵抗。此示例性安装系统包含单个dof冗余，因为系统在任何单个连杆故障的情况下继续限制所有自由度。

图2中所示的实施例可以描述为按1-1-2-2-1-1构造布置的8个1dof连杆，以便使扭矩滚动模式与其它自由度解耦。这允许交变扭矩方向上的刚度保持较低，同时以刚性方式限制其它自由度。结果是穿过安装件的低振动力传递，同时在高g载荷下维持低偏转。此布置结构可以用于需要低振动力传递和g载荷下的低偏转的具有高交变扭矩的任何发动机上。

图3示出第二示例性安装布置结构，其中耳轴10由滚动连杆12支撑。轴向平移受到轴向连杆13的约束。通过使滚动约束件与其它约束件隔离，所述安装布置结构准许使用相对高的安装刚度来限制发动机的偏转，而使用相对低的安装刚度来限制围绕滚动轴线5的滚动旋转。例如，具有所需低安装刚度的弹性体衬套可以用于耳轴10中，而具有所需高安装刚度的弹性体衬套可以用于连杆7、8和13的连接中。

图4示出第三安装布置结构，其中两个后部连杆8已经围绕滚动轴线5旋转180度。连杆7、8可以在安装平面中围绕滚动轴线5旋转，只要其反作用11保持穿过滚动轴线5即可，这使得发动机能够从下方、从上方或者从一侧安装。

在所述布置结构中的至少一些中，用于滚动约束件的低安装刚度保持与具有高安装刚度的其它约束件解耦。以此方式，可以通过低安装刚度衬套隔离旋转发动机在支撑飞机结构上施加交变滚动扭矩力的趋势，同时可以提供高安装刚度限制件来限制偏转、俯仰旋转和偏航旋转。通过将谐振频率定位成远低于激励频率来实现隔离，在特定情况下，通过在扭矩滚动轴线上使用低刚度。所述安装布置结构可以用于需要低振动力传递、同时在飞行中在g载荷下保持低偏转的具有高交变滚动扭矩力的旋转发动机上。此外，如果任何单个连杆故障，则所述安装布置结构继续限制所有自由度，从而提供冗余。

返回参考图3，示出示例性安装布置结构，其中清楚地分开对滚动旋转和轴向平移的限制。因此，滚动限制件（滚动连杆12和耳轴10）可以独立于所有方向上的轴向平移、俯仰旋转、偏航旋转和线性平移的高刚度限制件提供低刚度。

图3示出用于通过具有单自由度的连杆7、8、12和13将旋转发动机2安装到飞机结构1的安装布置结构。再一次地，发动机在示意图中表示为具有重心6的球体4，滚动轴线5穿过重心6。发动机质量具有全部穿过发动机重心6的三个正交轴线，即：滚动轴线5、俯仰轴线14和偏航轴线15。

前部约束件布置在正交于滚动轴线5的平面中。前部约束件包括两个不平行的单自由度前部连杆7，其各自具有适于安装到飞机结构的远侧端部16和适于安装到旋转发动机的外部的近侧端部17。近侧端部17可以包括具有高刚度以抵抗发动机的偏转的弹性体衬套。每一前部连杆7具有反作用轴线11，所述反作用轴线穿过滚动轴线5，并且穿过前部连杆7的近侧和远侧端部17、16。

按相似方式，后部约束件布置在正交于滚动轴线5的平面中。后部约束件包括两个不平行的单自由度后部连杆8，其各自具有适于安装到飞机结构的远侧端部18和适于安装到旋转发动机的外部的近侧端部19。每一后部连杆8具有反作用轴线11，所述反作用轴线穿过滚动轴线5，并且穿过后部连杆8的近侧和远侧端部19、18。近侧端部19可以包括具有高刚度以抵抗发动机的偏转的弹性体衬套。

在图3的示例中，单独的单自由度轴向连杆13充当轴向约束件，所述轴向约束件具有平行于滚动轴线5的反作用轴线。在所示示例中，轴向连杆以一角度取向成具有适于安装到飞机结构的远侧端部20和安置在滚动轴线5上的近侧端部21。近侧端部21可以包括具有高刚度以抵抗发动机的轴向偏转的弹性体衬套。

在图3中，滚动约束件示出为各自具有耳轴10的一对滚动连杆12。滚动连杆12的远侧端部22固定到飞机结构，并且施加力矩反作用以限制围绕滚动轴线5的旋转。耳轴10距滚动轴线5横向距离"x"安装到发动机。前部连杆7、后部连杆8和轴向连杆13具有弹性体衬套，所述弹性体衬套具有相对高的安装刚度，并且滚动连杆12上的耳轴10具有相对低的安装刚度。因此，对围绕滚动轴线的滚动旋转的限制与其它限制分开，并且可以以较低刚度抑制扭矩到飞机结构的传递。

一般来说，滚动约束件包括单自由度滚动连杆12，其具有适于安装到飞机结构的远侧端部22和具有适于安装到旋转发动机的耳轴10的近侧端部。滚动连杆12具有不平行于滚动轴线5并且与滚动轴线5间隔横向距离"x"的反作用轴线。滚动约束件包括安置在滚动轴线5的相对侧上的一对相对的单自由度滚动连杆12以解耦扭矩滚动自由度。

在图2和图4的示例中，轴向连杆13的轴向限制功能和滚动连杆12的滚动限制功能与a形框架9组合。组合的轴向约束件和滚动约束件形成为具有两个不平行的单自由度中心连杆24的a形框架。每一中心连杆24具有适于安装到飞机结构的远侧端部25。远侧端部25间隔开轴向距离"y"，并且所述角取向实现轴向限制。中心连杆24的近侧端部支撑适于安装到旋转发动机的耳轴10。中心连杆24的近侧端部在横向耳轴10处接合。

参考图5，横向耳轴10通过弹性体衬套限制轴向方向和滚动旋转方向上的运动，所述弹性体衬套具有限定具有高安装刚度的轴向约束件的轴向段26和限定具有低安装刚度的滚动约束件的径向段27。一对相对的a形框架9安置在滚动轴线5的相对侧上。

在图2和图3中所示的示例中，前部连杆7和后部连杆8与a形框架9安置在滚动轴线5的相同侧上。然而，如图4中所指示的，连杆7、8和a形框架9的取向可以围绕滚动轴线5旋转以适应各种发动机安装布置结构。

根据至少一个实施例，提供一种具有单自由度连杆的用于旋转发动机的飞机安装件，所述连杆被布置成(i)解耦安装自由度，使得发动机扭矩激励将不导致除了围绕滚动轴线的旋转以外的任何自由度上的位移，以及(ii)以柔软方式限制扭矩滚动自由度以使飞机结构与发动机扭矩激励隔离，以及(iii)以刚性方式限制所有其它自由度以防止高发动机位移。

以上描述仅旨在是示例性的，并且相关领域的技术人员将认识到，可以在不背离所公开发明的范围的情况下对所描述的实施例作出改变。本公开可以按其它特定形式实施，而不背离权利要求的主题。本公开旨在覆盖和包括技术上的所有合适改变。根据对本公开的审阅，所属领域的技术人员将显而易见到落入本发明的范围内的修改，并且此类修改旨在落入所附权利要求内。而且，权利要求的范围不应受到在示例中阐述的优选实施例的限制，而是应该给出与整个说明书一致的最宽泛解释。

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