专利名称：涡轮喷气发动机机舱的利记博彩app
技术领域：
本发明关系到一个涡轮喷气发动机机舱，其结构处于最理想状态的，以便保证在此发动机机舱周围直到推力换向器的附近有一空气的层流。
本发明尤其适用于装备那些飞行器的双气流涡轮喷气发动机机舱。
技术水平在一个双气流涡轮喷气发动机中，发动机机舱使由一个送风器产生的辅助气流通到一个中央发动机的周围。这个送风器由作为中央发动机一部分的低压涡轮机所带动。
涡轮喷气发动机和飞行器扒翼之间的机械连接由一个被称作“机翼支柱”的机构来保证。这个复杂机构的作用是保证作用力的传递和能使各种不同的回路通过，特别是那些液压通路通过，它们把涡轮喷气发动机连接在飞行器上。
从涡轮喷气发动机的前部出发，在空气流动的方向上，发动机机舱一般地包括一个进气箱，允许接近一个被安放在发动机机舱里的附件箱的一些旋转的机罩，一些推力换向器和一些为了保证中央发动机维修而设计的连接的机罩。
在这种传统的结构中，那些主要构成位于紧接在进气箱后面的旋转机壳的活动元件形成一些很严重的不连续性严重地干扰沿发动机机舱外表面的空气的动力学流动。因此，即使这个形状是最理想的，为了至少在发动机机舱的前半部分的周围空气的理论流动是层流，在实践中取得这样一种流动也是不可能的。与它的理论数值相比，这以流体的正面阻力的一个不受欢迎的增量被表现出来。
此外，那些铰接机罩一些薄的结构，并且硬度不大。因此它们在飞行中受到严重的变形，这就不能保持它们的空气动力学形状。当飞行器飞行时，这些变形增大存在于发动机机舱的前半部周围空气的理论层流和这个流动的实际数值之间的差距。流体的正面阻力因此而还要受影响。
在文件FR-A-2 732 074中，参考图8和图9，人们考虑用一个固定在机翼支柱上的外套代替通常位于发动机机舱的进气箱后面的那些旋转机罩，并向后边延长这个进气箱。
与一个传统的发动机机舱结构相比，这种安排能够取消发动机机舱的整个前部分周围的表面那些不连续性，除了发动机机舱在机翼支柱上的衔接区域之外。
可是，在文件FR-A-2 732 074的图8和图9上，延长进气箱的固定外套仍然是一个薄钢板，在它们长度和它的周边的大部分上不能保持。在飞行中这个外套因此不可避免地遭受一些明显的变形，这使得不能保持一种最理想的空气动力学形状以适合在发动机机舱的周围取得一个空气的层流。
再说，发动机机舱的前部分在机翼支柱上的固定构成外套的变形的另一补充的来源，这有助于使飞行中层流的取得变得虚幻。
还有，在此文件中描述的结构使附件箱在位于送风器周围的发动机机舱的区域里安置变得实际上不可能。实际上，被固定在机翼支柱上的外套的不可拆卸性禁止了在这个区域里的任何维修。
本发明的叙述本发明的目的是一个涡轮喷气发动机发动机机舱，其独创的结构使得能取消任何不连续性，至少在外表面的前半部分上，并使得能不仅在地面上还是在飞行中控制这个表面的空气动力学形状以便保证在它上面有一个空气的层流，同时在位于涡轮喷气发动机的送风器的周围的发动机机舱的区域有一通道变得可能。
根据本发明，这个结果是通过一个其特征为下列事实的涡轮喷气发动机发动机机舱而取得的，它包括-一个后部结构单元；-一个前部结构单元，纳入一个进气箱和一个朝后部延伸的外壳，没有不连续性，进气箱的一个外表面，以便使前部结构单元具有一个连续的外表面，这至少在发动机机舱的几何弦的50％上延伸；-一些保持和导向装置被放置在前部结构单元和涡轮喷气发动机的送风器机壳之间，以便准许平行于发动机机舱的一个纵向轴朝向前部结构单元的前面有一个有限的滑动；-和一些在正常情况下阻止这种滑动的锁闭装置。
在这个定义中，“几何弦”这个词组表示当发动机机舱被沿纵剖面观察时，连接发动机机舱的前缘和它的后缘的直线段。
在根据本发明的发动机机舱的结构中，人们给予前部结构单元的连续外表面一个最理想的空气动力学的形状，以便在发动机机舱的前部分的周围取得一个空气的层流。在前部结构单元和送风器机壳之间的出现这些保持和导向装置能够同时保证在飞行器飞行时连续外表面的空气动力学形状的保持和当飞行器在地面上时通向围绕送风器的发动机机舱的区域。那些锁闭装置禁止前部结构单元的任何滑动，当飞行器飞行时。
在本发明的一个优选的实现方式中，空气的流动在机翼支柱的区域里也得到改善，通过以这样的方式实现这个前部结构单元，即使它围绕涡轮喷气发动机的悬挂机翼支柱的前部分变成流线型。
为了考虑到某些技术和工业的限制，并为了能够当进气箱的前缘受损坏时代替这个前缘，前部结构单元包括一个连在一起的主要结构，以及用一些可拆卸的固定装置安装在这个主要结构的前部端点上的一个可互换的前缘。连接被实现目的是使任何不连续性都不在前部结构单元的外表面上形成。
在本发明的优选的实现方式中，那些锁闭装置包括一些看上去差不多平行发动机机舱的纵向轴而取向的锁闭器，以便保证在组成发动机机舱的两个结构单元之间的作用力在尽可能好的条件下传递。为达到此目的，那些锁闭器被放置在前部结构单元的后端点和后部结构单元的前端点之间。
为了保证在前部结构单元和送风器机壳之间作用力传递，前部结构单元具有一个前部支承表面和一个后部支承表面，通常紧靠在送风器机壳上形成的一些支撑面上。
再说，前部结构单元的连续外表面的明显地不可变形的特点还可以被改善，通过用剪力销钉来装备这个单元，这些销钉从上述的那些支承表面出发，沿着发动机机舱的纵向轴朝后面凸起，以便能无间隙地深入到在支撑表面里形成的一些孔洞里。这些布置可以被颠倒过来，也就是说那些孔洞可以在支承表面上形成，而那些剪力销钉可以被安装在支撑表面上。
在本发明的优选的实现方式中，那些保持和导向装置包括一些由送风器机壳携带的导轨而那个前部结构单元可以在这些导轨上滑动。这些导轨离开送风器机壳的距离大于这个机壳的最大变形，这个机壳可能由于送风器的一个叶片断裂而产生变形。
为了考虑到发动机机舱的前部结构单元的滑动特点，对那些至少被部分地安放在这个单元里的管道系统的各种不同的布置法可以预先被考虑好。
因此，发动机机舱可以包括一个或好几个硬的管道，例如一个除霜管道，它由安装在前部结构单元里的一个前部段和一个固定的后部段形成。这两段被排成直线，平行于发动机机舱的纵向轴，以便在热膨胀作用下被它们的端点垂直地支撑。
发动机机舱也可以包括一个或好几个软管，例如一个压力开关管道，它的第一端点连接在前部结构单元上，而它的第二个端点在应力作用下被盘曲在一个固定的贮藏室里。
发动机机舱还可以包括至少另外一个管道，例如一个除霜排水管道，被安置在前部结构单元里，并通向发动机机舱的外部，在后部结构单元里。
借助于根据本发明的结构，装备涡轮喷气发动机的附件箱可以被随意地安置，或者安置在后部结构单元里，或者安置在送风器机壳和前部结构单元之间。
图的简要描述作为非限制性的例子，我们现在描述本发明的一个优选的实现方式，参考下列的附图
图1是一个透视图，它简单地表示根据本发明装备有一个发动机机舱的一个双气流涡轮喷气发动机，这个发动机机舱是在它的能够通向附件箱的地面维修状态之下被表现的；图2是一个纵向剖面图，它简单地表现在图1上表示的那个涡轮喷气发动机，发动机机舱在它的地面维修状态下用实线被表示，而它在飞行状态下用混合线表示；图3是一个可与图2相比较的纵向剖面图，它表示在上部的那些保持和导向装置，它们保证发动机机舱的前部结构单元的滑动，而在下部它表示那些锁闭器，它们垂直地保证在飞机状态下的紧固；图4是图3沿Ⅳ-Ⅳ线的一个截面；图5是图3上Ⅴ区域的更大比例的一个剖面图；图6是图3上Ⅵ区域的更大比例的一个剖面图；
图7是一个可与图4相比较的截面，表示本发明的一种实现变型；图8是发动机机舱的一个纵向剖面图，它表示两个涡轮喷气发动机在发动机机舱内部的安置。
一种实现方式的描述在图1上，参数10一般地表示一个双气流涡轮喷气发动机，其发动机机舱12是根据本发明被实现的。这个涡轮喷气发动机10被预先准备为了被固定在一个飞行器的一个机构(未被表示出来)上，例如一个扒翼元件上，通过一个悬挂机翼支柱14来牢固。
如同图2所特别地指出的那样，双气流涡轮喷气发动机10通常包括一个中央发动机16，在它里面，空气相继通过一个压缩机，一个燃烧室，一个高压涡轮机和一个低压涡轮机(都未被表示出来)。压缩机由高压涡轮机驱动。低压涡轮机驱动一个送风器18，它被安置在中央发动机16的前面。
发动机机舱12沿着一个纵向轴20被同轴地安置在中央发动机16的周围。在中央发动机16和发动机机舱12之间安置的环形空间22引导由送风器18产生的辅助气流。
按照熟知的技术，中央发动机16直接地被悬挂在机翼支柱14上，能够承受在各个方向上的力。发动机机舱12被机械地连接在中央发动机16上，用一个或好几套臂柱24来连接，它们相对于纵向轴20差不多是径向地取向的。
更确切地说，那些臂柱24被严格地连接在一个被称作“送风器机壳”的套筒40上，在围绕送风器18的区域里，具体构成发动机机舱12的内表面。送风器机壳40一般地不被认为是发动机机舱整体的一部分，虽然它构成发动机机舱的功能部分之一。
在一台双气流涡轮喷气发动机里，发动机机舱12被内部地显示轮廓，以便保证由送风器18产生的辅助气流有一个有效的通道。
根据本发明，发动机机舱12另外具有一个连续的外表面，也就是说，在它的几何弦的至少50％上没有不连续性，也就是说从前缘26出发在空气流动的方向上它的长度的至少前半部分上没有不连续性。这个特点避免了在整个这个区域里产生湍流，通过为此目的给予发动机机舱的外表面一个最理想的轮廓，保证有空气的一个层流。
再说，根据本发明的发动机机舱12的独创结构被设计出来是为了当飞行器飞行时消除发动机机舱的被考虑的区域的外表面所经受的变形，或减小到最低程度。因此人们就基本上保留了空气在发动机机舱的周围流动的层流特点。
根据本发明的独创结构，能够最终保证；涡轮喷气发动机在一些可以与人们在现存的那些涡轮喷气发动机上看到的条件相类似的条件下进行维修。
根据本发明，发动机机舱12基本上由不同的两部分组成，由一个后部结构单元28和一个前部结构单元30构成的。
更确切地说，后部结构单元28形成一个朝后渐尖的箱子，并且其后部边缘确定发动机机舱的后缘32。这个后部结构单元28整体位于那些臂24的后部，并且在空气流动的方向上在小于发动机机舱12的整个长度的一半的一个长度上延伸。后部结构单元28在它的前部分容纳涡轮喷气发动机的推力换向器(未被表示出来)。一般地，它也包括两个铰接在机翼支柱14上的发动机罩，以便当进行维修操作时能够给予涡轮喷气发动机的中央发动机16有一通路。后部结构单元28被固定在机翼支柱14上和(或)在送风器机壳40上。
发动机机舱12的前部结构单元30根据本发明把一个进气箱34归入之内，此进气箱形成发动机机舱的前端点，还有一个外壳36，它朝后设有任何不连续性地延长了进气箱34的外表面。在空气流动的方向上，也就是说，平行于纵轴20，进气箱34和外壳36合并长度至少等于发动机机舱12的整个长度的一半。因此，前部结构单元30具有一个连续的外表面，它从前缘26开始在发动机机舱的几何弦的至少50％上延伸。表面没有不连续性，且采用最理想的空气动力学形状，这就使得空气在发动机机舱12的周围保证有一个层流。
实际上，前部结构单元30是由一些可拆卸的固定装置相互连接的两个部分组成的。这两部分是由一个前部唇38和一个主要机构39(见图1)构成的。
前部唇38唯一地形成进气箱34的前端，它确定前缘26。这关系到一个金属磨损部件，磨损和腐蚀的危险强迫它为可拆卸的。
前部结构单元30的主要结构39被连在一起地实现，并包含进气箱34的大部分以及外壳36。这个主要机构是用金属，用复合材料实现的或者是把两种工艺结合起来。至少它的壁的一部分通常地作为声学处理的目标。外壳36可以特别地三明治型的复合材料来实现以便有一个良好的刚度。
如同图1特别在表示的那样，前部结构单元30至少在由外壳36构成的它的后部分里具有一个突起42，它没有不连续性地围绕并包裹机翼支柱14的前部。这个特点能够使发动机机舱的整个前半部分上的空气动力学形状最为理想，包括在从涡轮喷气发动机到机翼支柱14的衔接区域里。
根据本发明，前部结构30被连接在送风器机壳40上，以使这个单元的外表面的空气动力学形状在飞行器飞行时有效地保持，同时准许在送风器机壳40和外壳36之间被界定的环形区域43有一个通道。
如同图4和图3的上部分特别地表示的那样，前部结构单元30是被用一些保持和导向装置安装在送风器机壳40上的，这些装置由描述过的优选的实现方式中的一些导轨44构成的。更确切地说，送风器机壳40在它的外表面上带有一定数目的导轨44(图4上有6个导轨)，这些导轨在平行于纵轴20的它的长度的大部分上延伸。它们在送风器机壳40的整个圆周上均匀地分布着，以便保证外壳36在飞行器飞行时有一个有效的保持。
特别地，导轨44中的两个被安放在发动机机舱的上部分里，以便使力再成环状。
在所表现的对应一个均衡安装的实施方式中，所有的导轨44都由送风机壳40所支承着。
在变型中，被安装在发动机机舱的上部分里的那两个导轨可以被固定在机翼支柱14上。应力的一部分就被直接地传递到机翼支柱上，这导致发动机机舱12的一种超静定的安装。
导轨44中的每一个都与一个安装在外壳36的内部的轨道合作以便准许朝前部结构单元30的前方，平行于发动机机舱的纵向轴20有一个有限的滑动。这种滑动使前部结构单元30能在一个飞行的后位置如在图2上是用混合线表示的，而在图3上是用实线表示的，和一个维修的前位置(如在图1和图2上用实现表示的)之间移动。导轨44和轨道46之间的合作使得在送风器机壳的周围的前部结构单元30的一个旋转不可能。
如同图3和图4所表示的那样，那些导轨44的实现是为了它们离开送风器机壳40一个大于这个机壳可能有的一个最大变形的距离(在图3上是用混合线表示的)，这个变形可能由于送风器18的一个叶片断裂而产生的。更确切地说，送风器机壳40在送风器18的周围具有一个被加固的部分41，被称作“保护罩”，当有叶片断裂时出现最大变形实际上对导轨44上的影响仍然是不重要的，因为导轨距离送风器机壳40有足够的距离。
为了保证前部结构单元30在它的飞行后部位置里的紧固，在前部结构单元30和发动机机舱的后部结构单元28之间预先备好一些锁闭装置。如人们在图3的下部分表示的那样，这些锁闭装置是由一定数目的锁闭器48构成的，它们被均匀地分布在纵轴20周围的整个周边上。作为例子，5个或6个锁闭器可能预先备好在发动机机舱的两个结构单元之间。那些锁闭器48是平行于纵轴20取向的，以便在两个单元之间风力的最理想的传递。
在图3简单表示的优选的实现方式中，那些锁闭器48被安放在前部结构单元30的后端点(也就是说外壳36的后端点)和后部结构单元28的前部端点(也就是说推力换向器的前部框架，其结构相对于现有的那些涡轮喷气发动机的结构保持不变)之间。
为了不产生前部结构单元30的寄生变形，特别是它的外壳36的寄生变形，在单元30和机翼支柱14之间任何连接都没有设置。
为了保证轴向力的传递，尽管在前部结构单元30和机翼支柱14之间没有连接，前部结构单元通过两个连接机构直接与送风器机壳40合作，在这个机壳的前面和后面，这两个连接机构就要参考图5和图6被逐步描述。
图5表示那个连接机构，通过它，前部结构单元30与送风器机壳40的前端点合作。如同这个图所表示的那样，送风器机壳40在它的前部端点上装有一个在其整个周围上带有孔洞52的外部法兰50。法兰50的前部面确定一个支撑表面54，它是相对于纵轴20径向地取向的。
再说，一个外部法兰56被带回到进气箱的内壁34的前部端点上。这个法兰56被一些孔洞穿过，在这些孔洞里固定着一些朝向后部的剪力销钉，平行于纵向轴20。更确切地说，剪力销钉58的数目和布局是这样的，这些销钉之一几乎是无间隙地被垂直地接收到法兰50的每一个孔洞52里，当前部结构单元30占据它的飞行后部位置时。法兰56的前部面形成一个前部支撑表面60，它就紧靠在法兰50的支撑表面54上。
法兰50的端点带有一些朝向前方的压钉62为了当前部结构单元30处于飞行后部位置时此压钉点位于法兰56的外部周边的对面。同样地，法兰56的端点带有朝向后方的压钉64，它处于法兰50的周边的对面。这种布置，即其中，在那些压钉62和64与那些法兰56和50之间预先备有一些间隙，能够当这些销钉断裂时代替那些剪力销钉58。
在图6上，我们看到一个可与参考图5时刚被描述过的连接机构相比较的连接机构被设置在前部结构单元30和送风器机壳40的后部端点之间。如同这个图所表示的，送风器机壳40在它们后部端点附近带有一个外法兰66，它在整个它的周边上被一些孔洞穿过(未被表示出来)。法兰66的前部面形成一个支撑表面68。
再说，一个内部法兰70被安装在外壳36里，在它的后端点附近。这个法兰70带有朝后面取向的一些剪力销钉，平行于纵向轴20，以便垂直地，几乎没有间隙地深入到在法兰66里形成的那些孔洞里，在前部结构单元30的飞行后部位置里。法兰70的后部面形成一个后部支承表面73，它紧靠在支撑面68上。
一些臂74朝前方凸出，从法兰66出发，超过法兰70的内部周边。同样地，一些臂76朝后方凸出，从法兰70的周边出发，穿过为此目的在法兰66里形成的定位槽78。在那些臂74和76与那些法兰70和66之间预先准备的径向间隙的这种布置能够填补那些剪力销钉72，当这些销钉断裂时。
在图4上，人们表现了下列的情况被安放在前部结构单元30和送风器机壳40之间的那些导向装置是由均匀分布在涡轮喷气发动机的整个周边上的导轨44构成的。这种布置假设通常被安置在发动机机舱12里的附近箱相对于导轨要朝后面移动，并被安置例如在后部结构单元28里。当维修时，沿着导轨44朝前部结构单元30的前方的移动因此可以被限制在大约为500毫米的一个最大值上。实际上，这样的一个移动足以使机翼支柱14的那些接触面以及安放在环形空间43里的电路分线盒暴露出。
包括，例如一个直流电源，一些泵等一些装置的附件箱需要很多的维修活动。当这个附件箱被安置在外壳36和送风器机壳40之间形成的环形空间43里的时候，朝向前部结构单元30的前方的最大滑动应该是更大的，例如大约800毫米。
图7确切地表示下列情况附件箱80被安置在外壳36和送风器机壳40之间形成的环形空间里。在此情况下，位于附件箱80右边的某些导轨44被取消或被一个或几个连接在此箱上的垫块82所代替。这些垫块如同那些导轨44一样，有助于保持前部结构单元30的刚性。每个垫块82都与一个类似轨道46的轨道84合作。
前部结构单元30的滑动特性必须要求采用一些特别的安排，这关系到那些布置在这个单元里的管道。
因此，如同人们在图8的上部分表示的那样，进气箱34的前缘38一般地具有一些除霜装置，它们由一个或好几个硬管供应热空气。为了能使前部结构单元30滑动，这些管道中的每一个都包括一个前段86，它被安装在前部结构单元30里，和一个固定的后段88，它由送风器机壳40携带。管道的这两段86和88被平行于涡轮喷所发动机的纵向轴20排列，以便垂直地由它们的端点支撑，当这个前部结构单元处在飞行后部位置时，管道的两个段86和88的热膨胀使得能保持在这两段之间的连接处有一个压强能与一个最小的漏气程度相兼容。一个被归并到段86里的加固元件90避免当膨胀大时一些过大的应力作用在管道上。
如同人们在图8的下部分上所表示的，一些流体排出管道(例如一个除霜出口管道92)也能够被安装在前部结构单元30里。这些管道就通过预先在后部结构单元28里准备的出口94通向发动机机舱的外表面，而当前部结构单元滑动时，不与这个单元相互干扰。那些流体就这样从发动机机舱的外表面被排到了后部分，非层流的。
类似管道92的其它管道也可以被使用主要为了保证附件箱80的排水。
发动机机舱12也可以装备有一些软管(未被表示出来)其一端被连接在一个安装在前部结构单元上的压力或温度传感器上。软管的相反一端被盘曲在由送风器机壳40或由后部结构单元28携带的一个贮藏室里。与这个贮藏室结合的一些拉紧装置把盘绕的管子保持在这个贮藏室里。
要注意到前部结构单元30在它的飞行位置和它的维修位置之间的移动可以用手工方法或用安置在发动机机舱里的一个起重器来实现。
如同人们已经注意到的，涡轮喷气发动机的推力换向器位于后部元件28内，紧挨外壳26之后。当换向器是一个门式换向器，这些门在飞行状态时或许可以轻轻地重新盖上外壳36的后部端点。这个特点因此能够改善外壳36的结构的紧固性，特别是当送风器18出现叶片断裂时。
最后，要注意到符合本发明的发动机机舱的独创结构能够采用应力朝机翼支柱转移的已知技术的大部分。
权利要求
1．涡轮喷气发动机(10)的发动机机舱(12)，其特征在于，它包括-一个后部结构单元(28)；-一个前部结构单元(30)，纳入它里面的有一个进气箱(34)和使进气箱的一个外表面一个连续地朝后面延长的外壳(36)，以便那个前部结构单元(30)具有一个连续的外表面，此外表面在发动机机舱的几何弦至少50％上延伸；-一些被安放在前部结构单元(30)和涡轮喷气发动机的一个送风器机壳(40)之间的保持和导向装置，以便准许发动机机舱有一个朝向前部结构单元(30)的前方平行于发动机机舱的纵轴(20)的有限滑动；-有一些通常状态阻止这种滑动的锁闭装置(48)。
2．根据权利要求1的发动机机舱，在它里面，前部结构单元(30)围绕着并包裹着涡轮喷气发动机(10)的一个悬挂机翼支柱(14)的前面一部分。
3．根据权利要求1和2中的任何一项的发动机机舱，在它里面，前部结构单元(30)包括一个主要机构(39)是连在一起的，和一个用一些可拆卸的固定装置安装在主要机构的一个前部端点上的可互换的前缘(38)。
4．根据前面的权利要求中的任何一项的发动机机舱，在它里面，那些锁闭装置包括一些几乎平行于上述的纵向轴(20)而取向的，并被安放在前部结构单元(30)的一个后部端点和后部结构单元(28)的一个前部端点之间的锁销(48)。
5．根据前面的权利要求中的任何一项的发动机机舱在它里面，前部结构单元(30)具有一个前部支承表面(60)和一个后部支承表面(73)，垂直地紧靠在一些在送风器机壳(40)上形成的支撑表面(54,68)上。
6．根据权利要求5的发动机机舱，在它里面，一些剪力销钉(58,72)沿着发动机机舱的纵向轴(20)从上述的支承表面(60,73)出发，朝后面凸起，以便没有间隙地深入到在那些支撑表面(54,68)里形成的一些孔洞(52)里，或者相反。
7．根据前面的权利要求中的任何一项的发动机机舱，在它里面，那些导向装置包括一些由送风器机壳(40)携带的导轨(44)，而前部结构单元(30)可以在这些导轨上滑动，这些导轨离开送风器机壳一个大于由于一个叶片断裂机壳可能产生的一个最大变形的距离。
8．根据前面的权利要求中的任何一项的发动机机舱，在它的里面，安在发动机机舱(12)里的至少一个硬管道包括一个安装在前部结构单元(30)里的前段(86)和一个固定的后段(88)，这两段平行于发动机机舱的纵向轴(20)排列着，以便正常情况下在热膨胀的作用下由它们的端点支撑。
9．根据前面的权利要求中的任何一项的发动机机舱，在它里面，一个软管具有连接前部结构单元(30)的第一个头和在应力作用下被盘绕在一个固定的贮藏室里的第二个头。
10．根据前面的权利要求中的任何一项的发动机机舱，在它里面，安置在前部结构单元(30)里的至少一个流体排出管道(92)通向外部，后部结构单元(28)里。
11．根据前面的权利要求中的任何一项的发动机机舱，在它里面，一个附件箱(80)被安置在后部结构单元(28)里。
12．根据权利要求1到11中的任何一项的发动机机舱，在它里面，一个附件箱(80)被安置在送风器机壳(40)和前部结构单元(30)之间。
全文摘要
涡轮发动机(10)机舱(12)包含一个前结构单元(30),其外表面至少在机舱几何弦的50%上延伸,上述单元(30)上述单元(30)是安装在诸如滑轨的滑动和保持单元,它防止了飞行中变形并使单元(30)向前滑动,以便维修。机舱(12)前半部周围保持有层状空气流。
文档编号B64D33/02GK1211955SQ9719258
公开日1999年3月24日 申请日期1997年12月24日 优先权日1996年12月26日
发明者M·卡纳达斯 申请人:国家航空工业公司