CN100548803C - 航空器的涡轮喷气发动机支架 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于航空器的涡轮喷气发动机支架，该支架包括中心箱体(22)，该中心箱体由通过横向肋(23)连接在一起的两个侧板的组装构成，所述支架还包括固定于该箱体(22)的前部且布置在该箱体每一侧的两个侧箱体(24a，24b)，每一侧箱体具有后封闭框架(46a，46b)。本发明的特征在于，构成该箱体(22)的肋(23)之一装备有两个侧延伸件(52a，52b)，这两个侧延伸件与所述横向肋(23)整体制成并且分别从两个侧板向箱体(22)之外突出，这两个侧延伸件(52a，52b)分别固定安装于这两个侧箱体中每一个的框架(46a，46b)上。

Description

航空器的涡轮喷气发动机支架

技术领域

一般而言，本发明涉及一种用于航空器涡轮喷气发动机的固定支架。这种类型的固定支架(也称作发动机安装结构“EMS”)用于将涡轮喷气发动机悬挂在航空器机翼下面或者将该涡轮喷气发动机安装在该同一机翼上方。

背景技术

所述发动机支架被设置成用以在涡轮喷气发动机与航空器机翼之间形成连接界面。这使得能够将相关的涡轮喷气发动机所产生的载荷传递至机身，并且还在发动机与航空器之间提供了用于燃料、电力和液力系统线路以及空气。

为确保载荷传递，该发动机支架包括刚性结构，该刚性结构通常为“箱体”型，即，通过经由横向肋连接在一起的上翼梁和下翼梁以及两个侧板的组装形成。

另外，该发动机支架设置有定位于涡轮喷气发动机与发动机支架的刚性结构之间的安装系统，该系统通常包括至少两个发动机附件，一般为至少一个前附件和至少一个后附件。

此外，该安装系统包括传递涡轮喷气发动机所产生的推力载荷的推力支架装置。在现有技术中，该装置具有例如两个侧连杆的形式，该两个侧连杆首先连接于涡轮喷气发动机的风扇壳体的后部，然后连接于固定至中心发动机壳体的后附件。

类似地，该发动机支架还包括定位在该发动机支架的刚性结构与航空器机翼之间的第二安装系统，该第二安装系统通常包括两个或三个附件。

最后，该发动机支架设置有用以在承载气动整流罩的同时分离并支撑不同系统的次级结构。

如上所述，现有技术的传统发动机支架大致上具有大尺寸平行六面体箱的形状，以使其能够传递相关涡轮喷气发动机所产生的全部载荷。

因此，在其中具有大尺寸箱体形式的发动机支架被布置在涡轮喷气发动机的中心壳体附近的这种确切情况下，该发动机支架不可避免地造成离开环形风扇管的次级气流的较大扰动，这直接转变成涡轮喷气发动机输出和燃料消耗方面的主要障碍和损失。

另外，由于定位在环形风扇管出口处的侧连杆类型的推力支架装置的存在，因此增强了这些扰动。

为了解决这些缺点，已经提出了一种发动机支架，该发动机支架具有包括纵向中心箱体以及固定于该中心箱体前部的两个侧箱体的刚性结构，该发动机支架还具有被设计成传递沿发动机支架的纵向方向所施加的载荷的第一和第二前发动机附件，这些第一和第二前发动机附件分别布置在这两个侧箱体上。

所提出的这一结构可以确保通过为此目的而设置的两个侧箱体来传递推力载荷，即，沿发动机支架的纵向方向定向的那些载荷。在穿过第一和第二前附件的推力载荷能够容易地经由这些箱体的壳板(可称为工作壳板)传递的意义上来说，可以以完全令人满意的方式获得这样的传递。这些载荷一旦被传递至侧箱体的上端，接着就到达纵向中心箱体，通过该纵向中心箱体，它们能够沿纵向方向朝向发动机支架的后部传递。

类似地，应该理解的是，还通过这两个侧箱体来确保沿竖直方向所施加的力矩的传递，主要是经由设置在这些箱体之一上的前封闭框架和后封闭框架传递力矩，并且可选地经由定位在前述两个封闭框架之间的中间框架来传递该力矩。

最后，同样的情况适用于传递沿发动机支架的纵向方向所施加的力矩，事实上，当第一和第二前附件也被设计成传递沿发动机支架的竖直方向所施加的载荷时，必须通过侧箱体来确保这一传递。

此外，如上所述，该发动机支架的刚性结构包括还称作中心扭矩箱的纵向中心箱体，该纵向中心箱体平行于虚拟表面的纵向轴线延伸，并且因此固定于每一个侧箱体。明显地，侧箱体所提供的机械阻力允许中心箱体具有的尺寸比现有技术中使用的那些中心箱体的尺寸小，主要是在其厚度方面。这意味着，该中心箱体也只能够造成离开环形风扇管的次级气流的非常轻微的扰动。

但是，这种类型的刚性结构(也称作发动机支架的主结构)具有的不可忽略的缺点在于，缺乏令人满意的装置来确保在提供简易安装的同时将每一侧箱体的所有框架非常准确地固定于纵向中心箱体上。

发明内容

因此，本发明的目的是提出一种航空器涡轮喷气发动机支架，其至少部分地消除了上述与现有技术相关的缺点，并且还提出一种具有所述发动机支架的航空器。

为此，本发明的主题是航空器涡轮喷气发动机支架，该发动机支架具有刚性结构，该刚性结构包括由通过横向肋连接在一起的两个侧板组装形成的纵向中心箱体，该刚性结构还包括固定于中心箱体的前部并且布置在该中心箱体每一侧的两个侧箱体，每个侧箱体具有诸如前封闭框架、或后封闭框架、或位于箱体内的中间框架中的至少一个框架。根据本发明，构成纵向中心箱体的所述横向肋之一装备有与该肋制成一件并且分别从纵向中心箱体的两个侧板向该箱体之外突出的两个侧延伸件。此外，这两个侧延伸件分别固定安装在两个侧箱体中的每一个的上述框架上。

因此，在优选但非限制性的情况(其中，上述框架为箱体的后封闭框架)中，由于完全固定于构成纵向中心箱体的横向肋之一的这些侧延伸件的存在，所提出的发动机支架有利地提供了将这些后封闭框架创造性地且高效地固定在刚性结构的纵向中心箱体上。制成一件的这一部分(该部分是中心箱体的组元并且在该箱体与这两个后封闭框架中的每一个之间形成机械连接)的存在实际上使得能够实现在侧箱体中通过的这些载荷沿中心箱体方向的安全且令人满意的传递。

此外，通过该解决方案，非常容易且快速地执行将后封闭框架机械连接至中心箱体上，这是由于在对中心箱体的承载这些延伸件的横向肋定位时，自动实现了对用于连接这些封闭框架的侧延伸件的定位。因此，可以有利地缩短发动机支架的刚性结构的组装操作时间。

明显地，在不背离本发明范围的前提下，可替换地，该框架(两个侧延伸件旨在被固定安装于其上)可以是箱体的前封闭框架，或者是中间框架(由于其位于箱体内部因此也称作内部框架)。通常，这些各种框架(也称作加强件)承载相关箱体的下部和上部壳板并且优选地沿横向平面布置。此外，它们中的每一个在相关箱体内扮演结构角色。

优选地，仍然在优选但非限制性的情况(其中，上述框架为箱体的后封闭框架)中，应该注意的是，两个侧箱体中的每一个的后框架具有腹板(ame)，该腹板的每一侧具有下部支承板和上部支承板，每一个侧延伸件均具有固定安装在相关封闭框架上的第一部分。

为强化后封闭框架的安装，可以设置成使得每一个侧延伸件具有第二部分，该第二部分固定安装在相关封闭框架的上部支承板上。

优选地，每一个侧延伸件经由延伸支撑件连接于横向肋，该延伸支撑件也与横向肋和两个侧延伸件制成一件，该延伸支撑件被布置成用于阻挡形成在相关侧板中的延伸通路。因此，通过将延伸支撑件容纳在设置于侧板上的延伸通路中，该纵向中心箱体可保持密封。

此外，对于两个侧延伸件中的每一个而言，延伸支撑件的外表面基本上定位于与相关侧板的外表面相同的平面中。这样，尽管存在从中心箱体向外突出的延伸件，但是仍然能在该中心箱体的侧部外表面上实现良好的气动连续性。

该发动机支架还可以包括叠加在装备有两个侧延伸件的横向肋上的附加横向肋，该附加横向肋也装备有两个附加侧延伸件，这两个附加侧延伸件与该肋制成一件并且分别从纵向中心箱体的两个侧板向外突出。此外，这两个附加侧延伸件分别固定安装在两个侧箱体中的每一个的后封闭框架上。

应该理解的是，该附加横向肋与两个附加侧延伸件共同构成与以前所述基本相同的单一部分。因此，其可以实现失效安全功能，即，在该第一部分断裂或失效的情况下，其可以确保制成为一件的第一单一部分的操作功能。然而，在不背离本发明范围的前提下，也可以仅使用制成为一件的该第二部分来加强由第一部分所提供的机械支撑。

在所述情况中，可以如此设置从而使得对于两个侧箱体中的每一个而言，侧延伸件和附加侧延伸件布置在后封闭框架的腹板的每一侧。

此外，仍然在该情况(其中，两个侧箱体中每一个的后框架具有腹板，该腹板的每一侧具有下部支承板和上部支承板)中，优选地，如此设置从而使得附加侧延伸件的每一个具有固定安装在相关封闭框架的腹板上的第一部分，并且可选地具有固定安装在该同一框架的上支承板上的第二部分。

明显地，在不背离本发明范围的前提下，对于侧延伸件以及附加侧延伸件两者而言，可以仅设置上述固定安装在后封闭框架的上部支承板上的第二部分。

这里再次说明，附加侧延伸件中的每一个通过附加延伸支撑件连接于附加横向肋，该附加延伸支撑件也与附加横向肋及两个附加侧延伸件制成一件，该附加延伸支撑件被布置成以便关闭形成在相关侧板中的用于附加延伸件的通路。

因此，对于两个附加侧延伸件的每一个而言，用于附加延伸件的支撑件的外表面基本位于与相关侧板的外表面相同的平面中。

这样，尽管存在从箱体向外突出的附加延伸件，但这些独特特征仍然分别能够通过将用于附加延伸件的支撑件容纳在设置于侧板上的用于附加延伸件的通路中而使纵向中心箱体保持密封，以及能够在该中心箱体的侧部外表面上提供良好的气动连续性。

在这一方面，可以如此设置，从而使得对于纵向中心箱体中的两个侧板的每一个而言，用于延伸件的通路以及用于附加延伸件的通路共同形成由用于延伸件的支撑件和用于附加延伸件的支撑件封闭的单一通路。

优选地，两个侧箱体的每一个具有下壳板，这些下壳板共同限定具有圆形截面的虚拟且基本呈圆柱形表面的一部分，并且这些下壳板还具有优选地旨在与涡轮喷气发动机的纵向轴线重合的纵向轴线。

因此，两个下壳板中的每一个具有使其能够围绕该具有圆形截面的基本呈圆柱形的虚拟表面延伸的曲率。因此，这两个下壳板共同构成刚性结构的组件，优选地，与传统的现有技术解决方案(其中，发动机支架具有大尺寸的单一中心平行六面体箱的形式，并且被布置成非常靠近涡轮喷气发动机的中心壳体)相比，该刚性结构在次级气流的扰动方面仅具有非常小的约束，该次级气流离开相关涡轮喷气发动机的环形风扇管。

实际上，可以将虚拟表面的直径设置为基本等于相关涡轮喷气发动机的风扇壳体外圆柱表面的直径，这意味着由下壳板构成的刚性组件因此基本位于风扇壳体的该外表面的连续部分中，并且更通常地，位于该壳体的周向环形部分的连续部分中。明显地，在其中两个侧箱体与具有圆形截面的壳体的基本呈圆柱形的部分相类似并且具有的直径与风扇壳体的直径接近的明确情况下，可能由这些箱体所造成的次级气流的扰动非常轻微，甚至或多或少地不存在。

有利地，这使得能够实现阻力、涡轮喷气发动机输出和燃料消耗方面的增益。

通过说明，应该注意到，如果两个侧箱体大致上与具有圆形截面的基本呈圆柱形的壳体部分相类似，那么优选地，其为具有半圆形截面的基本呈圆柱形的壳体部分的形式。明显地，该优选形式完全适合于确保容易地将涡轮喷气发动机安装在发动机支架的刚性结构上。

另外，如上所述，设置在两个侧箱体之间的纵向中心壳体被布置成使得其对次级气流仅产生非常微小的扰动。为此，可以如此设置，即，仅其下部的非常小的部分突出到虚拟表面内。

本发明的另一主题是一种包括诸如上述的至少一个发动机支架的航空器。

本发明的其他优点和特征将通过下面给出的详细且非限制性的描述而变得显而易见。

附图说明

下面参照附图进行描述，附图中：

-图1是包括根据本发明一个优选实施例的发动机支架的航空器发动机组件的示意性侧视图；

-图2是图1所示组件的示意性透视图，为了清楚地显示发动机支架的发动机附件，移除了该支架的刚性结构；

-图3是根据优选实施例的发动机支架的局部放大透视图；

-图4是沿图3中的横平面P1截取的截面图；

-图5是用于说明侧箱体的形状的透视图，这些侧箱体被设计成构成图3中的发动机支架的部分；

-图6是图3所示发动机支架的分解图；

-图7是与图3所示发动机支架类似的视图，其中图7增加了发动机支架的发动机附件的图示；

-图8是与图2所示组件类似的视图，其中，发动机支架的发动机附件具有可替换的形式；

-图9是图3所示发动机支架一部分的放大细节透视图；

-图10是图9所示发动机支架的沿着穿过中心壳体的横向肋的平面截取的横截面图，该横向肋承载用于连接侧箱体后封闭框架的侧延伸件；

-图11是图9所示发动机支架的沿着穿过两个侧延伸件之一的平面截取的纵截面；以及

-图12是图9所示发动机支架的沿着穿过附加横向肋的平面截取的横截面图，该附加横向肋承载用于连接侧箱体后封闭框架的附加侧延伸件。

具体实施方式

参照图1，可以看到旨在被固定于该航空器(未示出)的机翼下面的航空器发动机组件1，该组件1包括根据本发明优选实施例的发动机支架4。

普遍地，发动机组件1包括涡轮喷气发动机2和发动机支架4，具体地，该支架设置有多个发动机附件6a、6b、8、9以及承载这些附件的刚性结构10(在该图1中，附件6b被附件6a遮挡)。图示表明，组件1旨在被发动机舱(未示出)所包围，而发动机支架4包括另一组附件以确保将该组件1悬挂在航空器机翼下面。

在下面的整个描述中，按照惯例，用X表示发动机支架4的纵向方向，该方向还相当于涡轮喷气发动机2的纵向方向，该方向X平行于该涡轮喷气发动机2的中心轴线5。此外，用Y表示横向于发动机支架4定向的方向并且该方向还相当于该涡轮发动机2的横向方向，而Z为竖直方向或高度方向，这三个方向X、Y、Z彼此正交。

此外，应当相对于航空器在涡轮喷气发动机2所施加的推力下的行进方向来考虑术语“前”和“后”，通过箭头7示出了该方向。

在图1中可以看到，仅示出了发动机支架4的发动机附件6a、6b、8、9和刚性结构10。该发动机支架4的其它组元(未示出，诸如用于将刚性结构10安装在航空器机翼下面的安装装置，或者用于在支撑气动整流罩的同时分离并支撑不同系统的次级结构)是与现有技术中所发现的那些组元相同或相似的传统元件，并且是本领域技术人员已知的。因此，将不对其进行详细描述。

另外，涡轮喷气发动机2在前部中具有大尺寸的风扇壳体12，该风扇壳体限定环形风扇管14，并且朝向后部包括较小尺寸的中心壳体16，该中心壳体包围该涡轮喷气发动机的芯部。最后，中心壳体16后面延伸有排气壳体17，该排气壳体的尺寸大于中心壳体16的尺寸。明显地，壳体12、16和17固定于彼此。

如从图1中可以看到的，第一前发动机附件6a和第二前发动机附件6b均旨在相对于由中心线5和方向Z所限定的平面P对称地固定于风扇壳体12。

现在参照图2，实际上可以看出，示意性地示出的第一附件6a和第二附件6b相对于该平面P对称地布置，并且优选地均布置在风扇壳体12的周向环形部分上，且更确切地布置在该部分的后部上。

因此，可以如此设置，即，第一和第二前发动机附件6a、6b在周向环形部分上沿直径方向相对，该周向环形部分包含风扇壳体12的圆周外表面18，以使由纵向中心线5和方向Y所限定的第二平面P′穿过这些附件6a、6b。

如由图2中的箭头示意性地示出的，第一和第二前发动机附件6a、6b中的每一个均被设计成使得其能够沿方向X和方向Z传递涡轮喷气发动机2所产生的载荷，但不能传递沿方向Y施加的那些载荷。

这样，彼此以远距离间隔开的这两个附件6a、6b共同确保沿方向X所施加力矩以及沿方向Z所施加力矩的传递。

仍参照图2，可以看到示意性地示出的第三前发动机附件8，该第三前发动机附件也固定于风扇壳体12的周向环形部分上，还优选地固定于该部分的后部上。

附件6a、6b、8经由发动机的结构零件(未示出)固定于壳体12的周向环形部分上，这些结构零件实际上优选地布置在周向环形部分的后部上。但是，也可以发现这样的发动机，即，这种发动机的结构零件位于周向环形部分上的更靠前的位置处，这意味着附件6a、6b、8也被固定于发动机的更靠前但仍处于风扇壳体12的周向环形部分上的位置处。

关于第三附件8，其被定位于风扇壳体12的最高部分上，因此，位于该周向环形部分的最高部分上，并且上述第一平面P虚拟地穿过该第三附件。此外，优选地，平面YZ(未示出)穿过这三个附件6a、6b和8。

如由图2中的箭头示意性地示出的，第三发动机附件8被设计成使得其仅能够沿方向Y传递涡轮喷气发动机2所产生的载荷，而不能传递沿方向X和Z所施加的那些载荷。

仍参照图2，示意性地示出了后发动机附件9，该后发动机附件被固定在刚性结构10(在该图中不可见)与排气壳体17之间，优选地，被固定在该壳体17的具有最大直径的部分上。通过图示，要指出的是，优选地，第一平面P虚拟地穿过该后附件9。

如由图2中的箭头示意性地示出的，后发动机附件9被设计成使得其仅能够沿方向Z传递涡轮喷气发动机2产生的那些载荷，而不能传递沿方向X和Y施加的那些载荷。

这样，该附件9与两个前附件6a、6b共同确保沿方向Y所施加力矩的传递。

明显地，该后附件9可以不同地定位，即，定位在涡轮喷气发动机2的中心壳体16上，优选地，定位在该中心壳体的后部上，或者定位在中心壳体16与排气壳体17之间的接合部20处。

应该注意的是，尽管在图1和图2中示意性地示出了发动机附件6a、6b、8和9，但是应该理解，可以将这些附件制造成本领域技术人员已知的任何形式，诸如连杆和托架的组件。

如之前所提到的，与刚刚描述的结构相关的主要优点之一在于，前发动机附件6a、6b、8在风扇壳体12上的明确定位使得在各种航空器飞行阶段期间中心壳体16的弯曲度显著降低，且因此使得由压缩机和涡轮叶片作用在中心壳体16上的摩擦所引起的磨损显著降低。

现在参照图3，其给出了本发明主题的发动机支架4的刚性结构10的详细视图，在该图中故意省略了发动机附件6a、6b、8、9。

首先，如图所示，该刚性结构10被设计成相对于上面提到的第一平面P具有对称性，即，相对于由涡轮喷气发动机2的纵向中心线5和方向Z所限定的竖直平面具有对称性。

该刚性结构10包括纵向中心箱体22(也称为扭矩箱)，该纵向中心箱体沿方向X(平行于该同一方向)从结构10的一端延伸至另一端。通过图示，该箱体22可由两个侧板30的组装构成，这两个侧板沿平行平面XZ中的方向X延伸且通过沿定向在平行平面YZ中的横向肋23连接在一起。另外，还设置有上部翼梁35和下部翼梁36以封闭箱体22。通过图示应该注意的是，部分30、35和36的每一个可以制成一件或者通过接合部的组装制成，可选地，这些接合部彼此略微成一角度。

两个侧箱体24a、24b使刚性结构10完整，该刚性结构的中心箱体位于该结构10的上部处，这两个侧箱体24a、24b中的每一个均被固定于中心扭矩箱22并且沿方向Y从该中心扭矩箱的每一侧向下伸。

固定于中心壳体22的前部这些侧箱体的具体方面之一在于，这些箱体的每一个具有下壳板26a、26b，这些下壳板朝向涡轮喷气发动机定向并且共同限定具有圆形截面的基本呈圆柱形的虚拟平面32的一部分，并且这些下壳板还具有平行于中心壳体22和方向X的纵向轴线34，如从图3中能够看到的。

换言之，这两个下壳板26a、26b中的每一个具有这样的曲率，该曲率适合使得它们能够围绕虚拟平面32而定位并且在它们的整个长度上与该虚拟平面接触。因此，通常这两个箱体24a、24b一起构成具有圆形截面的基本呈圆柱形的壳体/罩的一部分，该部分能够围绕并远离涡轮喷气发动机2的中心壳体16定位。

通过图示，要指出的是，优选地，轴线34与涡轮喷气发动机的纵向中心线5重合。因此，可以理解，刚性结构10也相对于由发动机支架4的纵向轴线34和的方向Z所限定的竖直平面具有对称性。

图4是沿以任何方向穿过侧箱体24a、24b的横向平面P1截取的截面图。

在该图中，实际上可以看到，两个下壳板26a、26b通过它们的外表面限定具有圆形截面的基本呈圆柱形的虚拟表面32的部分，并且这两个箱体24a、24b实际上构成沿纵向轴线34定位的基本呈圆柱形的壳体/罩的具有半圆形截面的一部分，这将参照图5进行描述。

应该注意的是，为使离开环形风扇管14的次级气流产生最小可能的扰动，优选地，虚拟环形表面32的直径基本等于风扇壳体12环形部分的圆柱形外表面18的直径。此外，如从图4中能够看到的，中心壳体22的元件仅在由虚拟表面32所限定的空间38内部伸出非常短的距离，从而这些元件也不会对次级流产生显著干扰。在与虚拟表面32和外表面18的直径相比侧板30沿方向Z具有非常小的高度的情况下，这非常有益。

作为对侧箱体24a、24b的优选形式的示意性图示，图5示出的这些侧箱体仅共同构成基本呈圆柱形的壳体/罩40的具有半圆形截面的一部分，该部分沿纵向轴线34定位并且围绕虚拟表面32的上半部分。因此，在该图5中，以交叉阴影线表示的部分42对应于这两个箱体24a、24b的用以构成完整半圆柱40的所缺部分。通过图示，应该注意的是，在图3和图4所示的发动机支架上，该部分42实际上由中心壳体22的略微伸入虚拟表面32内部并且连接两个箱体24a、24b的一部分所代替。此外，该图示还说明了这两个侧箱体基本构成风扇壳体12的周向环形部分的后延伸件。

通过结合参考图6和图7，可以看出的是，侧箱体24a(与侧箱体24b相同并且对称)包括平行于方向X且构成具有圆形截面的圆柱形元件一部分的下壳板26a以及同样平行于方向X且同样构成具有圆形截面的圆柱形元件的一部分的上壳板44a。优选地，壳板26a和44a同心。

壳板26a、44a通过前封闭框架28a和后封闭框架46a连接于彼此，因此这些框架28a、46a横向定向并且分别位于箱体24a的前部处和后部处。为增强箱体24a的刚度，还可以设置中间框架29a，该中间框架连接壳板26a、44a并且位于两个封闭框架28a、46a之间，因此，该中间框架29a也用于支撑下壳板和上壳板，并且也横向定向。

另外，平行于平面P′且优选地由该同一平面穿过的封闭板48a用于封闭箱体24a的下部，且因此将框架28a、46a的下端与壳板26a、44a的下端连接在一起。

明显地，侧箱体24b包括元件26b、44b、28b、29b、46b和48b，这些元件分别与箱体24a的元件26a、44a、28a、29a、46a和48a相同。此外，至于框架28b、29b、46b，它们相对于框架28a、29a、46a沿平面P对称布置。

如从图6和图7中能够看到的，可以如此设置，以使得两个下壳板26a、26b制成一件且在它们的上部处经由沿平面XY定向的连接板50连接在一起，并且被定位成与中心箱体22的下部翼梁36接触。明显地，与下部翼梁36宽度相等的该板50在虚拟表面32内部略微向内突出。

类似地，还可以如此设置，即，使得两个前封闭框架28a、28b制成一件并且在它们的上部处经由箱体22的前封闭框架31连接在一起，该框架31沿平面YZ定向。因此，在这种结构中，制成为一件的框架28a、28b、31被布置在同一平面YZ中并且构成发动机支架4的刚性结构10的前端。

此外，应该注意的是，后封闭框架46a、46b的上端以及壳板44a、44b的上端经由本发明专有的装置固定至箱体22上，该装置将在下面结合图9至图12详细描述。另外，尽管没有描述将中间框架29a、29b的上端连接至箱体22上，但是应该理解，该连接可以通过与下面将参照图9至图12针对后封闭框架46a、46b上端所描述的相类似的方式来实现。

现在参照图7，可以看出的是，由于前发动机附件6a、6b、8可被容易地固定于制成为一件的与框架28a、28b和31结合的横向部分，因此发动机支架4的刚性结构10完全适合于承载这些附件。第一和第二附件6a、6b分别固定于这两个前封闭框架28a、28b的两个下端以使平面P′穿过这两个附件，同时第三附件8固定于位于上述框架28a、28b之间的前封闭框架31。这样，可以理解的是，这两个前发动机附件6a、6b相对于由发动机支架4的纵向轴线34和方向Z所限定的竖直平面对称布置，并且类似地，与之前提到的第一平面P相当的同一平面穿过第三发动机附件8。

后发动机附件经由固定于下部翼梁36的支撑件54固定在中心箱体22下面。该支撑件54沿方向Z从下部翼梁36向下延伸一段足够长的距离，以允许将附件9安装在涡轮喷气发动机2的排气壳体17上。

如图所示，刚刚描述的刚性结构10的全部组元均使用诸如钢、铝、钛的金属材料制成或使用复合材料(优选地为碳)制成。

参照图8，可以看到基于上述优选实施例的替换形式的航空器发动机组件1(发动机支架的刚性结构未示出)。该组件与上述组件类似。因此，相同参考标号对应于相同或相似的部分。

该替换形式的主要区别包括：去除了第三前发动机附件，并且设置后发动机附件9，以确保不仅传递沿方向Z施加的载荷还传递沿方向Y施加的载荷。因此，该替换形式也设置有构成均衡安装系统的多个发动机附件。

现在参照图9和图10，可以看出，本发明的具体方面之一在于构成中心壳体22的横向肋23之一设置有两个侧延伸件52a、52b，这两个侧延伸件与该横向肋制成一件且例如由诸如钛的金属制造。优选地，这些延伸件位于肋23的上部侧壁53的高度与下部侧壁55的高度之间的中间高度处，这两个侧壁分别沿平面XY布置成与构成箱体22的上部翼梁35和下部翼梁36接触。具体地，这可以通过下面的事实来解释，即，后封闭框架46a、46b(延伸件52a、52b连接于这些后封闭框架)中的每一个具有优选与相关侧板30的中间部分接触而不与该侧板的上端部分或下端部分接触的上端。

因此，每一侧延伸件52a、52b通常从肋23的两个侧壁54a、54b中之一沿方向Y延伸并且从其相关的侧板30延伸，这意味着每一侧延伸件52a、52b相对于中心壳体22位于外侧。

更确切地说，关于延伸件52a，该延伸件包括第一部分56a，该第一部分例如使用螺栓型的组装装置固定安装在框架46a的腹板58a上。该腹板58a位于平面YZ中并且承载上部支承板60a和下部支承板62a，这两个支承板的外表面被设计成用作与它们接触的侧箱体壳板44a、26a的固定支撑件，如能够从图10中清楚地看到的。因此，第一部分56a也位于平面YZ中，与腹板成平面接触，该第一部分固定安装在该腹板上。

此外，延伸件52a包括第二部分64a，该第二部分例如使用螺栓型的组装装置固定安装在框架46a的上部支承板60a上。因此，第二部分64a具有适合于遵循上部支承板60a的弯曲轮廓的形状。优选地，该第二部分与支承板60a的下表面接触，该第二部分固定安装在该下表面上，如能够从图10中清楚地看到的。

另外，应该注意的是，该延伸件的两个部分56a、64a沿着框架46a延伸基本相等的长度，且优选地具有公共边缘，以使它们形成L形截面。

延伸件52a与沿平面XZ延伸的侧壁54a不直接接触，这是因为在该侧壁54a与延伸件52a之间插入有用于侧延伸件的支撑件68a。该支撑件68a(与其他上述元件制成一件)实际上具有从侧壁54a沿方向Y向外延伸的加工余量的形式。如能够从图10中最好地看到的，该支撑件的作用是挡住形成在相邻侧板30中的延伸通路70a。应说明的是，形成该通路70a以使得在箱体22上将肋23放置到位之后能够安装面板30，明显地，这使得在将侧板30放置到位时，延伸件52a穿过该通路70a。

尽管该必要通路的存在使得能够将从侧面封闭中心箱体22的侧板30定位，但是仍然考虑通路70a的封闭从而使得能够保持箱体22的密封。

为了确保中心箱体的侧部外表面(该外表面实质上由侧板30的外表面构成)上的气动连续性，如此设置以使得延伸支撑件68a的外表面72a基本上位于与上述侧板的外表面74a相同的平面中，如能够从图10中清楚地看到的。

在这一方面，应该注意的是，只要肋23的侧壁54a与侧板30的内表面接触，延伸支撑件68a的厚度就与该同一面板30的厚度基本相等。

关于延伸件52b(仅在图10中可见)，该延伸件与延伸件52a相对于平面P对称，优选地，该平面还形成以一件形式制成并与肋23结合的整个部分的对称平面。

因此，延伸件52b包括第一部分56b，该第一部分例如使用螺栓型的组装装置固定安装在封闭框架46b的腹板58b上。该腹板58b位于平面YZ中并且承载上部支承板60b和下部支承板62b，这两个支承板的外表面被设计成用作与它们接触的侧箱体壳板44b、26b的固定支撑件。因此，第一部分56b也位于平面YZ中，与腹板成平面接触，该第一部分固定安装在该腹板上。

延伸件52b还包括第二部分64b，该第二部分例如使用螺栓型的组装装置固定安装在框架46b的上部支承板60b上。因此，第二部分64b具有适合于遵循上部支承板60b的弯曲轮廓的形状。优选地，该第二部分与支承板60b的下表面接触，该第二部分固定安装在该下表面上。

另外，应该注意的是，该延伸件的两个部分56b、64b沿着框架46b延伸基本相等的长度，且优选地具有公共边缘，以使它们构成L形截面。

延伸件52b与侧壁54b不直接接触(侧壁54b和侧壁54a相对并沿平面XZ延伸)，这是因为在该侧壁54b与延伸件52b之间插入有用于侧延伸件的支撑件68b。该支撑件68b(与其他上述元件一样以一件形式制成)实际上具有从侧壁54b沿方向Y向外延伸的加工余量的形式。这里，该支撑件的作用也是阻挡形成在相邻侧板30中的延伸通路70b，从而使得在箱体22上将肋23设置到位之后可以安装该面板，明显地，这通过确保在侧板30定位期间延伸件52b穿过通路70b来实现。

期望通路70b的封闭，以使得能够保持箱体22的密封。另外，仍然出于确保中心箱体的侧部外表面(该侧部外表面实质上由侧板30的外表面构成)上良好气动连续性的相同考虑，如此设置以使得延伸支撑件68b的外表面72b基本上位于与上述侧板的外表面74b相同的平面中。

这里，应该再次注意的是，只要肋23的侧壁54b与侧板30的内表面接触，延伸支撑件68b的厚度就与该同一面板30的厚度基本相等。

再次参照图9，可以看出，还通过在侧板30上在封闭框架28a和46a的两个上端之间安装角托架76a来实现将侧箱体24a固定于箱体22上。从而，该角托架76a可用作壳板44a的支撑件，该壳板也靠在两个框架28a和46a的上部支承板上。明显地，还提供类似的布置以用于侧箱体24b的固定。

图10示出了肋23可以具有中心开口80，从而使得可以降低其总重量。此外，该肋可以包括大体上沿方向Y延伸的加强件82。更确切地说，该加强件82(与其他部分制成一件)具有的曲率可以与框架46a、46b的上部支承板的曲率相似，并且可以具有基本上分别位于这两个上部支承板60a、60b的连续部分中的两个侧端，或者基本上分别位于两个第二部分64a、64b的连续部分中的两个侧端。通过这一特征，可以确保经由横向肋23传递载荷的传递连续性。

现在参照图11，可以看出，发动机支架可以包括附加横向肋84，该附加横向肋沿方向X叠加地布置在上述肋23之上。其可以强化后封闭框架46a、46b的机械支撑，或者在制成为一件并与肋23结合的部分断裂或失效的情况下提供失效安全作用。

因此，这两个肋23、84沿平面P2成表面接触，该平面沿方向Y和Z定向。

参照给出附加肋84的后视图的图12，可以看出，该肋与这样的部分结合，该部分以与上述相似的一件形式制成并且与肋23结合。

附加横向肋84实际上设置有两个附加侧延伸件86a、86b，这两个附加侧延伸件与附加横向肋制成一件并且例如由诸如钛的金属材料制造。

因此，每一侧延伸件86a、86b通常从肋84的两个侧壁88a、88b之一沿方向Y延伸，以从相关侧板30突出，这意味着每一侧延伸件86a、86b相对于中心箱体22位于外侧。

更确切地说，关于延伸件86a，该延伸件包括第一部分90a，该第一部分例如使用螺栓型的组装装置固定安装在框架46a的腹板58a上。如能够从图11中看到的，第一部分56a、90a被布置成与腹板58a的每一侧接触，部分56a位于箱体24a的内侧上，而部分90a位于该同一箱体的外侧上。因此，第一部分90a也位于平面YZ中，与腹板成平面接触，该第一部分固定安装在该腹板上。

此外，延伸件86a包括第二部分92a，该第二部分例如使用螺栓型的组装装置固定安装在框架46a的上部支承板60a上。因此，第二部分92a具有适合于遵循上部支承板60a的弯曲轮廓的形状。优选地，该第二部分与位于箱体24a外侧上的支承板60a的下表面接触，这与延伸件52a的位于该箱体24a外侧上的第二部分64a不同，如能够从图11中清楚地看到的。

另外，应该注意的是，该延伸件的两个部分90a、92a沿着框架46a延伸基本相等的长度，且优选地具有公共边缘，以使它们形成L形截面。

附加延伸件86a与沿平面XZ延伸的侧壁88a不直接接触，这是因为在该侧壁88a与延伸件86a之间插入有用于侧延伸件的支撑件94a。该支撑件94a(与其他上述元件制成一件)具有从侧壁88a沿方向Y向外延伸的加工余量的形式。如能够从图12中较好地看到的，该支撑件的作用是阻挡形成在相邻侧板30中的延伸通路96a。应指出的是，该通路70a是为了在箱体22上将肋84设置到位之后安装面板30而提供的，明显地，这使得在定位侧板30时，延伸件86a穿过通路96a。

尽管该必要通路的存在使得能够将从侧面封闭中心箱体22的侧板30放置到位，但是仍然期望通路96a的封闭以使得能够保持箱体22的密封。

在这一方面，应该指出的是，如能够从图11中最好地看到的，形成于相同侧板30中的两个通路70a、96a构成例如呈矩形形状的单一通路，该单一通路由沿方向X相邻布置的两个支撑件68a、94a封闭。

为了能够确保中心箱体的侧部外表面(实质上由侧板30的外表面构成)上的气动连续性，如此设置以使得延伸支撑件94a的外表面98a基本上位于与上述侧板的外表面100a相同的平面中，如能够从图12中清楚地看到的。

在这一方面，应该注意的是，只要肋84的侧壁88a与侧板30的内表面接触，延伸支撑件94a的厚度就与该同一面板30的厚度基本相等。

关于延伸件86b，该延伸件与延伸件86a相对于平面P对称，优选地，该平面还形成以一件形式制成并与肋84结合的整个部分的对称平面。

因此，延伸件86b包括第一部分90b，该第一部分例如使用螺栓型的组装装置固定安装在封闭框架46b的腹板58b上，并且再次使得第一部分56b、90b被布置于腹板58b的每一侧。因此，第一部分90b也位于平面YZ中，与腹板成平面接触，该第一部分固定安装在该腹板上。

延伸件86b还包括第二部分92b，该第二部分例如使用螺栓型的组装装置固定安装在框架46b的上部支承板60b上。因此，第二部分92b具有适合于遵循上部支承板60b的弯曲轮廓的形状。优选地，该第二部分与支承板60b的下表面接触，该第二部分固定安装在该下表面上，优选地固定安装在箱体24b的外侧上。

另外，应该注意的是，该延伸件的两个部分90b、92b沿着框架46b延伸基本相等的长度，且优选地具有公共边缘，以使它们形成L形截面。

延伸件86b与侧壁88b不直接接触(该侧壁88b与侧壁88a相对且沿平面XZ延伸)，这是因为在该同一侧壁88b与延伸件86b之间插入有用于侧延伸件的支撑件94b。该支撑件94b(与其他上述元件制成一件)具有从侧壁88b沿方向Y向外延伸的加工余量的形式。这里，该支撑件的作用也是阻挡形成在相邻侧板30中的延伸通路96b，以便在箱体22上将肋84放置到位之后安装该面板，明显地，这使得在对侧板30定位时延伸件86b穿过通路96b。

考虑通路96b的封闭(该通路与上述通路70b构成单一通路)，从而使得可以保持箱体22的密封。另外，仍然为了确保中心箱体侧部外表面(实质上由侧板30的外表面构成)上的气动连续性，如此设置以使得延伸支撑件94b的外表面98b基本上位于与上述侧板的外表面100b相同的平面中。

这里，应该再次注意的是，只要肋84的侧壁88b与侧板30的内表面接触，延伸支撑件94b的厚度就与该同一面板30的厚度基本相等。

图12示出了肋84可以具有中心开口102，从而使得可以降低其总重量，并且该开口位于形成在肋23中的开口80的后连续部分中。此外，该肋可以包括大体上沿方向Y延伸的加强件104，优选地，该加强件位于上述加强件82的后连续部分中。更确切地说，该加强件104(与其他部分制成一件)具有的曲率可以与框架46a、46b的上部支承板的曲率相似，并且可以具有基本上分别位于这两个上部支承板60a、60b的连续部分中的两个侧端，或者基本上分别位于两个第二部分92a、92b的连续部分中的两个侧端。通过这一特征，可以确保经由横向肋84传递载荷的传递连续性。

明显地，本领域技术人员可以对刚刚仅作为非限制性实例描述的用于航空器涡轮喷气发动机2的支架4做出各种修改。在这一方面，可以指出的是，具体地，尽管已经提出了具有适合于安装在航空器机翼下面的结构的发动机支架4，但是该发动机支架4也可以具有允许将其安装在该相同机翼上方的不同结构，甚至是安装于航空器机身的后部。

此外，尽管该描述详细描述了本发明的优选应用以确保侧箱体的后封闭框架的连接，但应该注意的是，本发明也可以同时或者可替换地应用于上述中间框架或前封闭框架的连接。当两个前封闭框架没有如前所述制成为一件时，应用于前封闭框架的连接的构想情况显然是可以适用的。这尤其可用于如果刚性结构被设计成使得纵向中心箱体比两个侧箱体更向前延伸的情况。

Claims (19)

1.一种用于航空器涡轮喷气发动机(2)的发动机支架(4)，所述支架具有刚性结构(10)，所述刚性结构包括由通过横向肋(23)连接在一起的两个侧板(30)组装而构成的纵向中心箱体(22)，所述刚性结构(10)还包括固定于所述中心箱体(22)的前部并布置于所述中心箱体每一侧的两个侧箱体(24a、24b)，每一个侧箱体(24a、24b)具有至少一个框架(28a、28b、29a、29b、46a、46b)，

其特征在于，构成纵向中心箱体(22)的一个所述横向肋(23)装备有两个侧延伸件(52a、52b)，所述两个侧延伸件与所述横向肋(23)制成一件并且分别从侧板(30)向所述纵向中心箱体(22)之外突出，所述两个侧延伸件(52a、52b)分别固定安装在两个侧箱体(24a、24b)中的每一个的所述框架(28a、28b、29a、29b、46a、46b)上。

2.根据权利要求1所述的航空器发动机支架(4)，其特征在于，对于两个侧箱体(24a、24b)中的每一个，其上固定安装有两个侧延伸件(52a、52b)的所述框架(28a、28b、29a、29b、46a、46b)是前封闭框架(28a、28b)、后封闭框架(46a、46b)以及位于所述箱体内的中间框架(29a、29b)中的箱体元件。

3.根据权利要求1所述的航空器发动机支架(4)，其特征在于，对于两个侧箱体(24a、24b)中的每一个，其上固定安装有两个侧延伸件(52a、52b)的所述框架(28a、28b、29a、29b、46a、46b)是箱体的后封闭框架(46a、46b)。

4.根据权利要求3所述的航空器发动机支架(4)，其特征在于，两个侧箱体(24a、24b)中的每一个的后封闭框架(46a、46b)具有腹板(58a、58b)，所述腹板的每一侧具有下部支承板(62a、62b)和上部支承板(60a、60b)，所述侧延伸件(52a、52b)中的每一个具有固定安装在后封闭框架的腹板上的第一部分(56a、56b)。

5.根据权利要求4所述的航空器发动机支架(4)，其特征在于，所述侧延伸件(52a、52b)中的每一个具有第二部分(64a、64b)，所述第二部分固定安装在后封闭框架的上部支承板(60a、60b)上。

6.根据权利要求3至5中任一项所述的航空器发动机支架(4)，其特征在于，所述侧延伸件(52a、52b)中的每一个经由延伸支撑件(68a、68b)连接于横向肋(23)，所述延伸支撑件也与所述横向肋及所述两个侧延伸件制成一件，所述延伸支撑件(68a、68b)被布置成用于封闭形成于相关侧板(30)中的延伸通路(70a、70b)。

7.根据权利要求6所述的航空器发动机支架(4)，其特征在于，对于所述两个侧延伸件(52a、52b)中的每一个，所述延伸支撑件的外表面(72a、72b)基本位于与相关侧板的外表面(74a、74b)相同的平面中。

8.根据权利要求3所述的航空器发动机支架(4)，其特征在于，所述发动机支架还包括附加横向肋(84)，所述附加横向肋叠加于装备有所述两个侧延伸件(52a、52b)的所述横向肋(23)上方，所述附加横向肋也装备有两个附加侧延伸件(86a、86b)，所述两个附加侧延伸件与该横向肋制成一件并且分别从所述纵向中心箱体的两个侧板(30)向所述箱体之外延伸，所述两个附加侧延伸件(86a、86b)分别固定安装于所述两个侧箱体中的每一个的后封闭框架(46a、46b)上。

9.根据权利要求7所述的航空器发动机支架(4)，其特征在于，所述发动机支架还包括附加横向肋(84)，所述附加横向肋叠加于装备有所述两个侧延伸件(52a、52b)的所述横向肋(23)上方，所述附加横向肋也装备有两个附加侧延伸件(86a、86b)，所述两个附加侧延伸件与该横向肋制成一件并且分别从所述纵向中心箱体的两个侧板(30)向所述箱体之外延伸，所述两个附加侧延伸件(86a、86b)分别固定安装于所述两个侧箱体中的每一个的后封闭框架(46a、46b)上。

10.根据权利要求8所述的航空器发动机支架(4)，其特征在于，对于所述两个侧箱体(24a、24b)中的每一个，侧延伸件(52a、52b)和附加侧延伸件(86a、86b)分别布置在所述后封闭框架(46a、46b)的腹板(58a、58b)的两侧。

11.根据权利要求9所述的航空器发动机支架(4)，其特征在于，对于所述两个侧箱体(24a、24b)中的每一个，侧延伸件(52a、52b)和附加侧延伸件(86a、86b)分别布置在所述后封闭框架(46a、46b)的腹板(58a、58b)的两侧。

12.根据权利要求8所述的航空器发动机支架(4)，其特征在于，所述两个侧箱体(24a、24b)中的每一个的所述后封闭框架具有腹板(46a、46b)，所述腹板的每一侧上具有下部支承板(62a、62b)和上部支承板(60a、60b)，所述附加侧延伸件(86a、86b)中的每一个具有固定安装在后封闭框架的腹板上的第一部分(90a、90b)。

13.根据权利要求10所述的航空器发动机支架(4)，其特征在于，所述两个侧箱体(24a、24b)中的每一个的所述后封闭框架具有腹板(46a、46b)，所述腹板的每一侧上具有下部支承板(62a、62b)和上部支承板(60a、60b)，所述附加侧延伸件(86a、86b)中的每一个具有固定安装在后封闭框架的腹板上的第一部分(90a、90b)。

14.根据权利要求12所述的航空器发动机支架(4)，其特征在于，所述附加侧延伸件(86a、86b)中的每一个具有第二部分(92a、92b)，所述第二部分固定安装在后封闭框架的上部支承板上。

15.根据权利要求9所述的航空器发动机支架(4)，其特征在于，所述附加侧延伸件(86a、86b)中的每一个经由用于附加延伸件的支撑件(94a、94b)连接于所述附加横向肋(84)，所述用于附加延伸件的支撑件也与所述附加横向肋及所述两个附加侧延伸件制成一件，所述用于附加延伸件的支撑件(94a、94b)被布置成用于封闭形成在相关侧板(30)中的用于附加延伸件的通路(96a、96b)。

16.根据权利要求14所述的航空器发动机支架(4)，其特征在于，所述附加侧延伸件(86a、86b)中的每一个经由用于附加延伸件的支撑件(94a、94b)连接于所述附加横向肋(84)，所述用于附加延伸件的支撑件也与所述附加横向肋及所述两个附加侧延伸件制成一件，所述用于附加延伸件的支撑件(94a、94b)被布置成用于封闭形成在相关侧板(30)中的用于附加延伸件的通路(96a、96b)。

17.根据权利要求15所述的航空器发动机支架(4)，其特征在于，对于所述两个附加侧延伸件(86a、86b)的每一个，所述用于附加延伸件的支撑件的外表面(98a、98b)基本位于与相关侧板的外表面(100a、100b)相同的平面中。

18.根据15所述的航空器发动机支架(4)，其特征在于，对于所述纵向中心箱体(22)的所述两个侧板中的每一个，所述延伸通路(70a、70b)和所述用于附加延伸件的通路(96a、96b)共同形成由所述延伸支撑件(68a、68b)和用于附加延伸件的支撑件(94a、94b)封闭的单一通路。

19.一种航空器，其特征在于，所述航空器包括至少一个根据前述任一项权利要求所述的发动机支架(4)。

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