[发明专利]内部护罩、具有内部护罩的飞行器以及相关方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种装有安装于机身的发动机的飞行器(aircraft，飞机)，更具体地，涉及保护所述发动机免于在故障情况下被从相对发动机脱离的部件击中的风险。

背景技术

已知装备有两个发动机的飞行器，所述两个发动机安装在后机身上，如图1a、图1b、图2a和图3中所示。

图1a和图1b示出带有两个涡轮风扇发动机13以及尾翼的飞行器，这两个涡轮风扇发动机通过外挂架(pylon)17附接到后机身11，所述尾翼包括在推进系统后面的竖直尾翼面(tail plane)21和上水平尾翼面23。

图2a和图2b示出带有两个涡轮螺旋桨发动机13以及尾翼的飞行器，这两个涡轮螺旋桨发动机通过外挂架17附接到后机身11，所述尾翼包括在推进系统后面的竖直尾翼面21和上水平尾翼面23。

图3示出带有两个涡轮风扇发动机13以及尾翼的飞行器，两个涡轮风扇发动机直接附接到后机身11，所述尾翼包括在推进系统后面的竖直尾翼面21和上水平尾翼面23。

在此类飞行器中，故障事件(如桨叶松脱(BR)事件，即，一个涡轮螺旋桨发动机的外部桨叶脱离并击中机身的事件，或非包容发动机转子失效(UERF)事件，即，发动机的内部转子的一部分断裂，该断裂的部分松脱并击中机身的事件)可能会对机身以及在相对的发动机中造成重大损害。在最后一种情况下，影响可能是灾难性的。

虽然发动机制造商致力于减少所述故障事件发生的可能性，但经验表明，可能导致灾难性事件的UERF和BR事件仍在继续发生。

认证要求非常严格并推动机身和系统架构发展，以满足安全性的要求。

如公知的，重量在航空工业中是基础性的方面，因此有使用复合材料结构取代金属材料的趋势，即使是对于诸如机身的主要结构而言也是这样。

大量用于航空工业中的复合材料由嵌在热固性树脂基体或热塑性树脂基体中的纤维或纤维束构成，所述基体为预浸材料或“预浸处理(prepreg)”材料的形式。它们的主要优点在于：

-相对于金属材料这些材料具有高的比强度。所述比强度是强度/重量方程式。

-在疲劳负载下这些材料具有出色的性能。

-由于材料的各向异性，能够实现结构优化，以及能够结合不同定向的纤维，使得可设计具有不同机械特性的元件，以适应关于所施加负载的不同需求。

与传统的重量较轻的金属材料(如铝)相比，碳纤维制成的常用复合材料的缺点在于，它们的抗冲击能力和损伤容限性能较低。复合材料不呈现如金属材料那样的塑形行为，并且当变形时复合材料不能吸收高应变能量。

因而，需要这样的机身结构，其能够满足安全性要求，尤其是在当机身结构由复合材料制成时。

现有技术中已知抗冲击和损伤容限机身的某些提案，当其中一个所述发动机的故障状况导致机身的一部分脱离时能这些提案保持足够的抗扭强度，以用于仅利用未损坏的发动机继续进行所谓的“回家任务”，如WO 2009/068638和US 2011/233335中所公开的。

然而，以上提到的提案不能有效地保护发动机(包含诸如关键的发电和燃料供给的系统)免于被从相对发动机脱离的部件损害的风险。

本发明旨在解决该缺点。

发明内容

本发明的目的在于提供一种在后机身上安装有两个发动机的飞行器，该飞行器能有效地保护发动机免于被从相对发动机脱离的部件损害的风险。

一方面，该目标和其他目标通过飞行器后机身中的内部护罩来实现，所述飞行器具有由安装在该后机身每侧上的两个发动机形成的推进系统；后机身具有竖直对称平面；后机身由复合材料制成；内部护罩位于所述竖直对称平面中并在这样的区域中延伸，该区域覆盖在故障情况下从其中一个所述发动机脱离的将会击中相对发动机的关键构件的一组预定碎片的可能轨迹；内部护罩具有扁平的形状，具有阻止所述碎片的能量吸收能力。

除其他因素之外，被认为在所述可能轨迹中的这一组预定碎片将通过考虑飞行器认证要求和后机身能量吸收能力进行选择。

在一个实施方式中，护罩的能量吸收能力介于5-100KJ之间。该能量范围被认为是涵盖了安装在飞行器后机身上的推进系统的不同配置的需求。

该内部护罩可由刚性材料、可变形材料或多层刚性材料和/或可变形材料的组合制成。

有利地，刚性材料是以下材料中的一种：钛、高性能钢、铝、碳纤维增强材料、玻璃纤维增强材料、凯夫拉尔纤维(Kevlar fiber)增强材料、陶瓷材料。