CN101253094A - 用于将平衡杆连接至航空器发动机支架的系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种适于将平衡杆连接到航空器发动机支架的刚性结构上的系统(33)，该系统包括销系统(32)，该销系统安装成在托架(34)的第一通道(38)中滑动，以便允许其沿着第一纵向轴线沿第一方向从正常延伸位置到收缩位置移动，且反之亦然，在该收缩位置中，该销系统收缩在该托架内。本发明系统还包括销延伸构件(60)，该销延伸构件由销系统(32)承载并且能够平行于该纵向轴线沿第二方向从正常收缩位置移动至延伸位置，且反之亦然，在该延伸位置中，该销延伸构件牢固连接于销系统(32)并且相对于该销系统突出。

Description

用于将平衡杆连接至航空器发动机支架的系统

技术领域

本发明通常涉及用于固定航空器发动机的支架领域，每一支架均旨在被插入到航空器机翼与其相关发动机之间。

本发明可应用于装备有涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机的任何类型航空器。

这种类型的支架(也称为“EMS(发动机机架结构)”)允许将涡轮喷气发动机悬挂在航空器机翼下面，或者允许将该涡轮喷气发动机安装在该机翼上方。

更具体地，本发明涉及这样一种系统，该系统适于将推力支架装置的平衡杆连接至该发动机支架的刚性结构上，该推力支架装置用于传递航空器发动机所产生的推力载荷，并且本发明还涉及一种结合有所述系统的推力支架装置。

此外，本发明还涉及一种用于将航空器发动机安装在所述发动机支架的刚性结构上的方法。

背景技术

所述发动机支架被有效地设计成用于形成涡轮喷气发动机与航空器机翼之间的连接界面。这允许将由其关联的涡轮喷气发动机所产生的载荷传递至该航空器的结构，并且还在发动机与航空器之间提供了燃料、电力和水力系统线路以及空气。

为确保载荷的传输，该发动机机架包括刚性结构，该刚性结构通常为“沉箱”型，即，由通过横向肋连接在一起的上翼梁和下翼梁以及侧面板的组装形成。

此外，该机架装备有被插在涡轮喷气发动机与刚性结构之间的安装装置，这些装置通常包括两个发动机附件以及用于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，该推力支架包括例如两个侧连杆，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，然后被连接至固定于中心发动机壳体的后附件。

类似地，该发动机安装装置还包括另一组附件，这组附件形成插入在刚性结构与机翼之间的安装系统，该系统通常包括两个或三个附件。

最后，该发动机支架装有用于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，现有技术中提出的这些解决方案通常提供推力支架装置与安装装置的后附件的连接。

因此，在将发动机朝向发动机支架升起之前，将推力支架装置(两个侧连杆的后端在其上枢转)的平衡杆安装在后发动机附件的本体上。这意味着，在发动机已经朝向发动机支架被升起之后，将该发动机安装在发动机支架的刚性结构上的方法需要安装前发动机附件的步骤和安装后发动机附件的步骤，但是不需要用于推力支架装置的安装步骤。

然而，近来已经注意到，在该刚性结构上提供两个分离的附着点是有利的，一个用于后发动机附件，而另一个用于推力支架装置。因此，对于所述构造而言，需要提供附加步骤，以将推力支架装置的平衡杆组装在发动机支架的刚性结构上。

然而，已经注意到，由于发动机的升起通常是竖直进行的，并且由于旨在进入平衡杆(平衡杆已被预先连接至发动机)中的销系统通道内的销系统通常相对于该竖直方向成一角度，当要使这两个元件彼此合作时这明显地会产生问题，因此，该步骤非常难以实施。

发明内容

本发明的第一目的在于提出这样一种系统，该系统适于将推力支架装置的平衡杆连接至发动机支架的刚性结构上，该推力支架装置用于传递由航空器发动机所产生的推力载荷，该系统被设计成在将发动机安装在发动机支架的刚性结构上时使平衡杆的组装步骤易于进行。

此外，本发明的另一目的在于提出一种结合有所述系统的推力支架装置，以及一种装有所述推力支架装置的发动机支架。

最后，本发明的再一目的在于提出用以将发动机安装在所述发动机支架的刚性结构上的方法。

为此，本发明的主题是一种适于将用于传递航空器发动机所产生的推力载荷的推力支架装置的平衡杆连接至发动机支架的刚性结构上的系统，该系统首要包括托架，该托架旨在被牢固地装配到刚性结构上并且第一销系统通道穿过该托架沿第一纵向轴线延伸；其次包括穿过第一销系统通道的销系统。根据本发明，该销系统滑动地安装在第一通道中，从而允许其沿着第一纵向轴线在第一方向上从正常延伸位置移动到收缩位置，以及相反地，在第二方向上从收缩位置移动到正常延伸位置，在该正常延伸位置中，该销系统充分从该托架中伸出以使其能够与平衡杆配合，在该收缩位置中，该销系统收缩在该同一托架内。此外，该系统还包括销延伸构件，该销延伸构件由销系统从内部承载并且能够平行于第一纵向轴线沿第二方向从正常收缩位置移动到延伸位置，以及相反地，沿第一方向从延伸位置移动到正常收缩位置，在该正常收缩位置中，该销延伸构件收缩在该销系统中，在该延伸位置中，销延伸构件与突出到该销延伸构件之外的销系统连接。

有利地，即使销系统相对于竖直方向倾斜并且即使要沿发动机支架的方向竖直地升起发动机，根据本发明的系统的具体设计也允许实施相对易于进行的将平衡杆组装到该系统上的步骤。在提升发动机时，可以相对于发动机支架将发动机放置于其最终位置中或靠近该最终位置的位置中，而在销系统与平衡杆之间不会遭遇任何阻碍，这是由于该销系统是被滑动地安装的，因此可被移动至其收缩位置中，在该收缩位置中，该销系统收缩在该系统的托架内。

如所示的，当相对于发动机支架将发动机移动至其最终位置时，可通过将滑动的销系统支承在连接至发动机的平衡杆上而使该滑动的销系统从其正常延伸位置逐渐移动至其收缩位置。明显地，可以构想出其它解决方案，诸如包括在开始提升发动机之前将该销系统带入并保持在其收缩位置中的解决方案。

接着，当发动机已经相对于发动机支架到达其最终位置或者靠近该最终位置的位置时，则可以展开销延伸构件并将该销延伸构件带入其延伸位置中，在该延伸位置中，该销延伸构件的小直径(与平衡杆中提供的通道的尺寸相比)使得该销延伸构件能够容易地进入该同一通道内。因此，穿过平衡杆的销系统通道并且优选地伸出该通道之外的销延伸构件可形成操作者容易得到的抓取构件、接合构件等，施加于该销延伸构件的运动被直接传输至固定于其的销系统。

因此，为了使销系统穿过平衡杆直到该销系统返回至其正常延伸位置，例如用适当的工具来使销延伸构件沿第二方向产生平移就足够了。通过相对于销系统沿第一方向移动销延伸构件，该销延伸构件又可返回至其正常收缩位置。应该注意的是，下面详细描述的另一种可能性可以包括提供用作蜗杆的延伸构件，以使销系统沿第二方向朝向其正常延伸位置产生位移。

明显地，上面所阐述的该简易安装组可同样地用于发动机的拆卸，在拆卸中，在通常沿竖直方向开始拆卸发动机之前利用销延伸构件将该销系统带入其收缩位置。

优选地，该销系统装备有接合装置，当销系统位于其正常延伸位置中时，该接合装置能够阻挡销系统相对于托架沿第二方向的平移。此外，这些接合装置优选地为设置在销系统上的台肩形式的。

优选地，该系统包括固定于托架的用于销系统的导向构件。该导向构件可设置有接合部，该接合部能够阻挡销系统相对于托架沿第一方向的平移，从而当该销系统沿该同一第一方向移动时不会脱离与其相关的第一通道。此外，该导向构件可被设计成在销系统沿着第一纵向轴线方向平移期间阻止该销系统围绕该同一轴线转动，从而限制可能将销系统阻塞在其第一相关通道中的风险。

还优选地，该销延伸构件为安装在销系统上的螺杆，该螺杆穿入该销系统内。因此可以设置成使得该螺杆沿着第一纵向轴线布置，从而使该螺杆定位得与承载其的销系统同轴。明显地，在不背离本发明范围的前提下，可以构想出其它解决方案以形成该销延伸构件。

最后，该销系统包括同心的内部销和外部销，这两个销彼此固定，内部销为中空的，以容纳销延伸构件。因此，在两个销的任一个断裂的情况下，旨在穿过平衡杆的双重销提供了所谓的“故障保险”功能。

本发明的目的还在于提供一种用于传递航空器发动机所产生的推力载荷的推力支架装置，该装置旨在被插入发动机与发动机支架的刚性结构之间，并且包括以下元件：

-诸如之前所述的系统；

-两个侧推力杆，每一个均包括：一个前端，旨在连接于发动机；以及一个后端；以及

-平衡杆，侧推力杆的两个后端在其上枢转，该平衡杆具有沿着与第一纵向轴线重合的第二纵向轴线延伸的穿过平衡杆的第二销系统通道，该系统的销系统穿过该第二通道。

优选地，该装置还包括用以阻挡销系统平移的可拆卸装置，防止销系统沿第一方向通过第一和第二通道的平移运动。用于阻挡平移的这些可拆卸装置可以是被螺拧在销系统上并挤靠在平衡杆上的螺母形式的。

本发明的又一主题涉及一种旨在设置于航空器机翼与发动机之间的发动机支架，该支架包括刚性结构以及位于该刚性结构上的发动机安装装置，这些安装装置包括用于传递由诸如如上所述的发动机所产生的推力载荷的推力支架装置。

优选地，安装装置还包括固定于刚性结构第一点的前附件以及固定于刚性结构第二点的后附件，该推力支架装置在与第一和第二点分离的第三点处固定于刚性结构。

推力支架装置现在独立于前、后附件而被直接连接至刚性结构的事实使得可以在相当大的程度上限制通过不同元件(所述元件构成这些安装装置)而传递的载荷之间的相互作用，并且更具体地，限制经由后发动机附件和推力支架装置而传递的载荷之间的相互作用。

因此，通过所述构造，有利的是，可以实现对后附件和推力支架装置的高优化的设计并且因此可以避免不必要的过大尺寸选择。

优选地，销系统被定位在相对于发动机支架的竖直方向成一角度处，并且优选地，该销系统远离刚性结构向后延伸。

最后，本发明的再一主题是提供一种用以将航空器发动机安装在诸如前面所述的发动机支架的刚性结构上的方法，该方法包括将预先经由连杆连接至发动机的平衡杆组装在预先安装于刚性结构上的系统上的步骤，该组装步骤包括以下连续操作：

-相对于处于其收缩位置中的销系统沿第二方向移动销延伸构件，从而使得该销延伸构件穿过设置在平衡杆上的第二通道直至该销延伸构件到达其延伸位置；以及

-调整销延伸构件的移动，以便使销系统穿过第一和第二销系统通道朝向其正常延伸位置位移。

明显地，在开始使销延伸构件相对于销系统沿第二方向移动的操作之前，利用任意装置将销系统带入其收缩位置。优选地，在平衡杆组装步骤之前，当使得发动机相对于发动机支架朝向其最终位置移动时，通过将销系统挤靠在平衡杆上而使销系统从其正常延伸位置移动至其收缩位置。

还优选地，在平衡杆组装步骤之前，进行安装前发动机附件的步骤以及安装后发动机附件的步骤。

此外，利用占据分别位于平衡杆和销延伸构件上的相对支承点的工具并通过转动具有与销系统相配合的螺杆形式的销延伸构件来进行如下操作，所述操作调整销延伸构件的移动以使销系统穿过第一和第二通道位移。因此，在该优选实施例中，螺杆起蜗杆的作用，且因此其转动使销系统相对于该螺杆沿第二方向产生位移，该螺杆自身相对于平衡杆沿第一纵向轴线方向保持在同一位置中。

明显地，可以以任何其它方式(诸如，将销延伸构件简单地设置为沿第二方向平移)进行调整该构件的移动并因此使销系统穿过第一和第二通道产生位移的操作。由于在该延伸构件处于其延伸位置时该构件和销系统彼此相连，因此对该构件施加的平移运动被直接传输至销系统。

最后，可以如此设置，即，利用安装在销系统一端上的导向头部来进行调整销延伸构件的移动以使销系统穿过第一和第二通道产生位移的操作。

通过下面给出的详细且非限制性的描述，本发明的其它优点和特征将变得显而易见。

附图说明

参照附图进行描述，在附图中：

-图1是包括根据本发明的发动机支架的航空器发动机组件的示意性侧视图；

-图2是属于图1所示的发动机支架的推力支架装置的局部示意性透视图；

-图3a至图3d是属于图2所示推力支架装置的系统的细节图，以不同构造示出的该系统适于将推力支架装置的平衡杆连接至发动机支架的刚性结构上；

-图4是图3a至图3d所示系统的俯视图；

-图5是图2所示推力支架装置的详细侧视图，该装置结合有如图3a至图3d所示的系统；以及

-图6a至图6d是示出了将平衡杆组装至图3a至图3d所示系统上的步骤的不同操作的视图，在实施将航空器发动机安装在发动机支架的刚性结构上时进行该步骤。

具体实施方式

参照图1，可以看出旨在被附于航空器的机翼2下面的航空器发动机组件1，其中为了清楚起见，该机翼用虚线表示，该组件1包括根据本发明一个优选实施例的发动机支架4以及悬挂在该发动机支架4下面的发动机6(诸如涡轮喷气发动机)。

普遍地，发动机支架4包括：刚性结构8，承载用于发动机6的安装装置，这些安装装置具有多个发动机附件10、12；以及用于传递发动机6所产生的推力载荷的推力支架装置14。

通过图示，可以注意到的是，组件1旨在被发动机舱(未示出)所包围，并且发动机支架4包括用于确保将该组件1悬挂在航空器的机翼2下面的另一组附件配件16。

在下面的整个描述中，按照惯例，发动机支架4的纵向方向用X表示，该方向还相当于涡轮喷气发动机6的中心轴线，该方向X平行于该涡轮喷气发动机6的纵向轴线5。此外，使用Y表示横向于发动机支架4定位的方向并且该方向还相当于该涡轮发动机的横向方向，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喷气发动机6所施加的推力下的运动方向来考虑术语“前”和“后”，通过箭头7示意性地示出了该方向。

在图1中，可以看出两个发动机附件10、12、一组附件16和推力支架装置14，以及发动机支架4的刚性结构8。该支架4的其它组元(未示出，诸如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，图中示出，涡轮喷气发动机6在其前部中具有大尺寸的风扇壳体18，该风扇壳体限定环形风扇管20，并且在后部包括小尺寸的中心壳体22，该中心壳体包围该涡轮喷气发动机的核心。明显地，壳体18和20紧固于彼此。

如可从图1中看到的，支架4的发动机附件10、12被设计成两个并且分别称为前发动机附件和后发动机附件。

在本发明的该优选实施例中，刚性结构8具有基本沿方向X从后向前延伸的盒形式。

因此，盒8采取类似于通常所看到的用于涡轮喷气发动机支架的形状，具体地，该盒装有这样的横肋(未示出)，每一个横肋均呈矩形形状并且这些横肋连接前、后翼梁以及侧面板。

该优选实施例的安装装置首要包括设于刚性结构8的前端(也称为棱锥)与风扇壳体18的上部之间的前发动机附件10。传统设计并且为本领域技术人员所知的前发动机附件10被固定于刚性结构8的第一点P1。应该注意的是，在不背离本发明范围的前提下，该前附件也可以安装在中心壳体22上。

此外，与本领域技术人员所知的传统设计相似的后发动机附件12被设于刚性结构8与中心壳体22之间，并且被固定于刚性结构8的位于点P1后面的点P2。

示意性地示出的推力支架装置14被固定于刚性结构8的第三点P3，点P3优选地位于两个点P1和P2之间。在这方面，应该注意的是，上述这些点优选地位于发动机支架的竖直正中面(未示出)中。

通过从如图1所示的侧视图显示的，距离比P1P3/P1P2可介于0.1至0.9的宽范围内，首要必须的是，推力支架装置14的平衡杆在脱离接合时能够自由移动，而不受两个附件10和12阻碍。

普遍地，推力支架装置14(将进一步详细描述)具有两个侧推力连杆26(图1中仅能看到一个)，这些连杆的每一个包括例如在涡轮喷气发动机6的水平正中面附近区域上或附近区域中连接于中心壳体22的前端。

参照图2，在该推力支架装置14的后部处，可以看出，两个侧连杆26的每一个均具有经由销28(优选地为两个销)在平衡杆28上枢转的后端。

平衡杆28可枢转地安装于装置14的系统33上，示意性地示出的该系统33是本发明的主题并且通常包括固定安装于刚性结构8的下部翼梁36上的销系统32和托架34。

现参照图3a，描述根据本发明优选实施例的系统33，该系统33因此适于将平衡杆28(未示出)连接至发动机支架4的刚性结构8。在该图3a中，以与随后假定的当将平衡杆安装在销系统32上时的构造相同的构造示出系统33。更加准确的是，此时销系统32位于所谓的正常延伸位置的位置中，在该位置中，该销系统相对于托架34充分向下突出，从而能够与平衡杆28配合。

再次参照图3a，可以看出的是，系统33包括托架34，该托架固定安装于刚性结构8的下部翼梁36上，例如介于两个直接相邻肋(未示出)之间，该托架34相对于翼梁36向下突出并且第一销系统通道38沿第一纵向轴线40穿过该托架。优选地，轴线40位于平面XZ中并且相对于方向Z成一角度，以使该轴线远离刚性结构8向后并且向下延伸。

明显地，由于销系统32穿过第一销系统通道38，因此该销系统也具有上面针对于轴线40所描述的相同角度，即该销系统远离该刚性结构向后延伸。此外，应该注意的是，在销系统32与第一通道38之间可以插入牺牲摩擦环42。

本发明的一个具体方面在于，销系统32滑动地安装在第一通道38中，以使该销系统可以沿着第一纵向轴线40在第一方向44上从图3a所示的正常延伸位置移动到所谓的收缩位置，在该收缩位置中，该销系统收缩在托架34内(图3b)，并且相反地，可以沿与第一方向相反的第二方向46从收缩位置移动到正常延伸位置。

销系统32优选地包括同心的内部销48和外部销50，这两个销通过任何装置紧固于彼此。在所示优选实施例中，外部销50(可以称为主销)与内部销48(可以称为“故障保险”销)之间的这一紧固是利用接合行为与安装在销48上端并且靠在销50上端的螺母52的组合来实现。上述接合行为由分别设置在销48和50上的台肩54、56来实现，并且这两个台肩被设计成使得在螺拧螺母52时它们可以阻止销48相对于销50的向上运动。因此，销系统32变成能够在第一通道38内滑动的紧凑的连接组件。

利用接合装置将销系统32保持在图3a所示的其正常延伸位置中，这些接合装置能够阻挡该销系统相对于托架34沿第二方向46的平移。属于销系统32的这些接合装置优选地具有设置在外部销50上端上的台肩58的形状，因此，该台肩58与托架34的上部支承面59相配合。

另一方面，应该注意的是，明显地，系统33被设计成当销系统32处于其正常延伸位置时允许该销系统相对于托架34沿第一方向44的平移。

本发明的另一具体方面在于，系统33包括由销系统的内部销48承载在内侧上的销延伸构件，该构件60可以平行于第一纵向轴线40沿第二方向46从诸如图3a所示的正常收缩位置移动到延伸位置，在正常收缩位置中，该构件被收缩在内部销48内，在延伸位置中，该构件连接于销系统32并且突出到该销系统之外，并且相反地，其可以平行于第一纵向轴线沿第一方向44从延伸位置移动到正常收缩位置。如下面将要更加详细地描述的，在销系统32位于其收缩位置中时，该构件60(当被展开时)能够容易地进入设置在平衡杆中的通道内。这样，因此，穿过平衡杆的销系统通道并且优选地延伸到该通道之外的销延伸构件60能够成为抓取构件、接合构件等操作者易于得到的构件，从而施加于该构件的运动被直接传输至连接于该构件的销系统32。因此，仅通过调整构件60的运动，就容易地使销系统32进入平衡杆的销系统通道内。

为将销延伸构件60容纳在内部销48中，该内部销因此而具有中空形状。此外，在其中构件60由简单的螺杆构成的优选情况下，内部销48还必须具有旨在与该螺杆配合的螺纹。

通过图示，应该注意的是，螺杆60(优选地沿第一纵向轴线40布置)的直径与销系统32的直径(等于外部销50的直径)的比率优选地介于0.2至0.8之间。

结合参照图3a和图4，可以看出，系统33包括用于销系统32的导向构件62，该导向构件固定于托架34。更准确地，该导向构件62具有偏离纵向轴线40且平行于该轴线的杆/臂的形状。该导向构件从托架34的上部沿第一方向44突出，并且穿过形成在固定于销系统32的板64中的孔，例如，将该板布置在螺母52与外部销50之间。

因此，当调整销系统32的运动时，同板64的孔与导向构件62之间的微小间隙的配合不仅能够确保系统32相对于托架34沿轴线40的方向平移，而且更具体地，能够防止销系统32围绕该同一第一纵向轴线40转动。这有利地降低了销系统32阻塞在其第一相关通道38内的风险。

此外，位于刚性外壳内的导向构件62装有接合件66，该接合件能够阻挡销系统相对于托架34沿第一方向44的平移。该接合件66设置在杆上端处的这样的点处，在该点处，该接合件防止销系统32完全脱离第一通道38。

现参照图3b，可以看出，与图3a所示的对应于正常静止结构(被称为“结构I”)的结构相对比，系统33处于不同的结构(被称为“结构II”)中，在结构II中，销系统32已经沿第一方向44移动直到其处于其收缩位置中，在该收缩位置中，该销系统收缩在托架34内，销延伸构件60仍然位于其正常收缩位置中，在该正常收缩位置中，该销延伸构件收缩在销系统32中。优选地，可以设置成，在该结构中销系统32不再从托架34向下突出。此外，图中示出，可以通过沿第二方向相对于托架34以任意方式阻挡滑动的销系统32而保持该结构。

参照图3c，可以看出处于被称为“结构III”的另一结构中的系统33，在结构III中，销系统32仍然处于其通过任意装置而保持的收缩位置，同时销延伸构件60已经沿着轴线40在第二方向46上移动直至其延伸位置，在该延伸位置中，该销延伸构件连接于销系统32并沿向下的方向突出到该销系统之外。明显地，销延伸构件60沿第二方向46的运动是通过旋开螺杆来完成的。此外，该螺杆的螺纹与内部销48的螺纹之间的配合同时实现将螺杆保持在其延伸位置中以及将该销延伸构件60固定于销系统32。

最后，图3d示出了被称为“结构IV”的另一结构，在该结构IV中，销系统32已经返回至其正常延伸位置，并通过销50的台肩58与表面59的接触而被保持在适当位置中，同时，销延伸构件60仍然处于其延伸位置中。

所有这些结构旨在当实施将航空器发动机安装在发动机支架的刚性结构上时由系统33依次采用，下面将看到对所述方法的详细描述。

现参照图5，可以更详细地看到与刚刚描述的系统33相结合的推力支架装置14，推力支架装置14示出为处于与结构I相同的完全安装结构中，其中，平衡杆28与销系统32相配合。

如之前所提到的，推力支架装置14不仅包括系统33，还包括两个侧推力杆26，每一个侧推力杆均包括与发动机相连接的前端以及与平衡杆28相连接的后端，第二销系统通道68穿过该平衡杆。因此，该第二通道68沿第二纵向轴线70延伸，其中，如果装置14位于所示的完全安装结构中的话，该第二纵向轴线与第一纵向轴线40重合。此外，明显地，系统33的销系统32穿过该第二通道68，并且在此，也可以在销系统32与第二通道68之间设置牺牲摩擦环71。

装置14还包括用以阻挡销系统32平移的可拆卸装置72，这些装置防止销系统沿第一方向44穿过第一和第二通道38、68平移。明显地，仅在销系统32已经穿过第二通道68之后才将这些装置72安装在该销系统上，以完成装置14的安装。

优选地，用于阻挡平移的可拆卸装置为螺拧于外部销50下端上的螺母72形式的，该螺母挤靠在平衡杆28的下部支承表面74上。因此，一旦推力支架装置14被完全安装，则通过台肩58与表面59之间的配合以及通过螺母72与表面74之间的配合分别阻挡销系统32在两个方向44、46上沿着轴线40的平移。明显地，当平衡杆28挤靠在承载销系统32的托架34上时就可实现这样的阻挡，而无需与该销系统直接接触。

现参照图6a至图6d，示出了用以表示将平衡杆28组装在系统33上的组装步骤的不同操作，在实施用以将航空器发动机安装在发动机支架的刚性结构上的方法时进行该步骤。

在实施所述方法时，在准备结构I时，首先，优选地是经由连杆26将平衡杆28连接至发动机6，同时，预先将系统33安装在刚性结构8上。

接着，优选地，通过使用常规装置朝向发动机支架4竖直地提升发动机6而常规地开始该方法，直到发动机相对于发动机支架到达其最终位置或者靠近该最终位置的位置。

在发动机6朝向其最终位置竖直移动期间的指定时间点，系统33的销系统32的下端开始挤靠在随着该同一发动机一起运动的平衡杆28上。在这一方面，在提升之前，如图6a中所能看到的，可以将橄榄叶状引导件78安装在系统32的下端上，以使该头部与第二通道68相一致，从而该头部能够进入该第二通道中。以这种方式，引导件78挤靠在第二通道68(引导件部分地进入该第二通道)的上部使得系统32在发动机升起的后期阶段沿第一方向44产生位移。因此，应该理解的是，在发动机的竖直运动期间，仅仅通过挤靠处于运动中的平衡杆28，系统32就从其正常延伸位置自动移至其收缩位置。

当发动机位于其最终位置或接近该最终位置时，如从图6a中所能看到的，系统33就通过平衡杆28被保持在结构II中。

接着，优选地，以本领域技术人员所知的常规方式继续进行前发动机附件10的安装步骤以及将后发动机附件12安装在发动机支架上的步骤。

之后，如图3b和图6a所示，当销系统32位于结构II中时，可以开始平衡杆28的组装步骤。

然后，第一操作包括相对于位于其收缩位置中的销系统32沿第二方向46移动销延伸构件60，以使该销延伸构件穿过该第二通道68直至到达其延伸位置，如图6b所示。之后系统33处于结构III中，在该结构中，可以看出的是，延伸构件60基本沿向下方向从平衡杆28突出。明显地，通过旋松螺杆60来简单实现到延伸位置的这一完全改变，这不伴有销系统32的任何位移，该销系统保持处于其收缩位置中。

接着，调整销延伸构件60的移动，以使销系统32通过第一和第二通道38、68沿第二方向46产生位移。图6c和图6d所示的在调整移动例如利用占据分别位于平衡杆28和销延伸构件60上的相对支承点的工具(诸如“钟形曲柄”)来完成。一旦如前述安装了该钟形曲柄80，所要做的就是转动用作蜗杆的螺杆60，以使内部销48沿第二方向46运动并因而使整个销系统32沿第二方向运动，如图6d所示。因此，在该转动期间，螺杆60在沿轴线40相对于平衡杆28保持处于同一位置中的同时转动，同时逐渐进入沿第二方向移动的销系统32中。

最后，如果必要的话，开始仍沿第一方向44相对于位于其正常延伸位置中的销系统32移动销延伸构件60的操作，以将该销延伸构件带入其正常收缩位置中。明显地，在移除钟形曲柄80之后并且仅当在前操作期间螺杆60的旋转还未使得销延伸构件处于其正常收缩位置中时才进行这一操作。

最后，在已经移除了引导件之后，将阻挡平移的可拆卸装置72组装在销系统32上，这使得实现发动机在其相关发动机支架上的完全安装，如图5所示。

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发动机支架4、推力支架装置14、系统33以及安装方法做出各种修改。在这一方面，可以认为，如果本发明已经被描述为允许将发动机固定于航空器机翼下面，那么本发明也可以用于确保该发动机在该同一机翼上方的定位。

Claims (21)

1.一种系统(33)，适于将推力支架装置的平衡杆(28)安装到发动机支架(4)的刚性结构(8)上，所述推力支架装置用于传递航空器发动机(6)所产生的推力载荷，所述系统(33)首要包括托架(34)，所述托架旨在牢固地安装在所述刚性结构(8)上并且第一销系统通道(38)穿过所述托架沿第一纵向轴线(40)延伸；其次包括穿过所述第一销系统通道(38)的销系统(32)，

其特征在于，所述销系统(32)被滑动地安装在所述第一通道(38)中，以使其能够沿着所述第一纵向轴线在第一方向(44)上从正常延伸位置移动到收缩位置，并且相反地，使其能够沿第二方向(46)从所述收缩位置移动到所述正常延伸位置，在所述正常延伸位置中，所述销系统相对于所述托架(34)充分突出以使其能够与平衡杆(28)配合，在所述收缩位置中，所述销系统收缩在该同一托架内，其特征还在于，所述系统还包括销延伸构件(60)，所述销延伸构件由所述销系统(32)从内部承载并且能够平行于所述第一纵向轴线沿所述第二方向(46)从正常收缩位置移动到延伸位置，并且相反地，所述销延伸构件能够沿所述第一方向(44)从所述延伸位置移动到所述正常收缩位置，在所述正常收缩位置中，所述销延伸构件收缩在所述销系统(32)中，在所述延伸位置中，所述销延伸构件连接于所述销系统(32)，并突出到所述销系统之外。

2.根据权利要求1所述的系统(33)，其特征在于，所述销系统(32)装备有接合装置(58)，当所述销系统(32)位于其正常延伸位置中时，所述接合装置用于阻挡所述销系统(32)相对于所述托架(34)沿所述第二方向(46)的平移。

3.根据权利要求2所述的系统(33)，其特征在于，所述接合装置具有设置在所述销系统(32)上的台肩(58)的形式。

4.根据前述权利要求中任一项所述的系统(33)，其特征在于，所述系统包括固定于所述托架(34)的用于所述销系统(32)的导向构件(62)。

5.根据权利要求4所述的系统(33)，其特征在于，所述导向构件(62)装有接合件(66)，所述接合件能够阻挡所述销系统(32)相对于所述托架(34)沿所述第一方向(44)的平移。

6.根据权利要求4或5所述的系统(33)，其特征在于，所述导向构件(62)被设计成在所述销系统(32)沿所述第一纵向轴线(40)平移运动期间防止所述销系统围绕该同一轴线的转动。

7.根据前述权利要求中任一项所述的系统(33)，其特征在于，所述销延伸构件为安装在所述销系统(32)上的螺杆(60)，所述螺杆进入所述销系统中。

8.根据权利要求4或7所述的系统(33)，其特征在于，所述螺杆(60)沿所述第一纵向轴线(40)布置。

9.根据前述权利要求中任一项所述的系统(33)，其特征在于，所述销系统(32)包括同心的内部销(48)和外部销(50)，这两个销紧固于彼此，并且所述内部销(48)为中空的，以使其能够容纳所述销延伸构件(60)。

10.一种用于传递航空器发动机所产生的推力载荷的推力支架装置(14)，所述推力支架装置旨在被定位于所述发动机(6)与发动机支架(4)的刚性结构(8)之间，并且所述推力支架装置包括以下元件：

-根据前述权利要求中任一项所述的系统(33)；

-两个侧推力连杆(26)，每一个均包括旨在连接于所述发动机的一个前端、以及一个后端；以及

-平衡杆(28)，侧推力连杆(26)的两个后端在所述平衡杆上枢转，第二销系统通道(68)穿过所述平衡杆并且沿与所述第一纵向轴线(40)重合的第二纵向轴线(70)延伸，所述系统的所述销系统(32)穿过所述第二通道(68)。

11.根据权利要求10所述的推力支架装置(14)，其特征在于，所述推力支架装置还包括可拆卸装置(72)，以阻挡所述销系统平移，从而防止所述销系统(32)穿过所述第一和第二通道(38，68)沿所述第一方向(44)的平移。

12.根据权利要求11所述的推力支架装置(14)，其特征在于，用于阻挡平移的所述可拆卸装置是螺拧于所述销系统(32)上并挤靠在所述平衡杆(28)上的螺母(72)形式的。

13.一种用于发动机(6)的发动机支架(4)，旨在插于航空器机翼(2)与所述发动机(6)之间，所述发动机支架包括刚性结构(8)以及将所述发动机(6)安装在所述刚性结构(8)上的安装装置，所述安装装置包括根据权利要求10至12中任一项所述的用于传递由所述发动机(6)所产生的推力载荷的推力支架装置(14)。

14.根据权利要求13所述的发动机支架(4)，其特征在于，所述安装装置还包括固定于所述刚性结构(8)第一点(P1)的前附件(10)以及固定于所述刚性结构(8)第二点(P2)的后附件(12)，并且其特征在于，所述推力支架装置(14)在与所述第一和第二点(P1，P2)分离的第三点(P3)处固定于所述刚性结构(8)。

15.根据权利要求13或14所述的发动机支架(4)，其特征在于，所述销系统(32)被定位在相对于所述发动机支架的竖直方向(Z)成一角度处。

16.根据权利要求15所述的发动机支架(4)，其特征在于，所述销系统(32)远离所述刚性结构(8)向后延伸。

17.一种将航空器发动机(2)安装在根据权利要求13至16中任一项所述的发动机支架(4)的刚性结构(8)上的方法，其特征在于，所述方法包括将预先经由连杆(26)连接至所述发动机的所述平衡杆(28)组装到预先安装在所述刚性结构(8)上的所述系统(33)上的步骤，所述组装步骤包括以下连续操作：

-相对于处于其收缩位置中的销系统(32)沿第二方向(46)移动销延伸构件(60)，以使所述销延伸构件穿过设置在平衡杆(28)上的所述第二通道(168)直至所述销延伸构件到达其延伸位置；以及

-调整销延伸构件(60)的移动，以便使所述销系统(32)穿过所述第一和第二销系统通道(38，68)朝向其正常延伸位置产生位移。

18.根据权利要求17所述的安装方法，其特征在于，在所述平衡杆(28)的所述组装步骤之前，当相对于发动机支架朝向发动机的最终位置提升所述发动机时，通过将所述销系统(32)挤靠在所述平衡杆(28)上而使所述销系统从其正常延伸位置移动至其收缩位置。

19.根据权利要求17或18所述的安装方法，其特征在于，在所述平衡杆(28)的所述组装步骤之前，进行安装前发动机附件(10)的步骤以及安装后发动机附件(12)的步骤。

20.根据权利要求17至19中任一项所述的安装方法，其特征在于，利用具有分别位于所述平衡杆(28)上和所述销延伸构件(60)上的相对支承点的工具(80)并通过转动具有与所述销系统(32)相配合的螺杆形式的所述销延伸构件(60)，来进行调整所述销延伸构件(60)的移动的所述操作，以使所述销系统(32)穿过所述第一和第二通道(38，68)产生位移。

21.根据权利要求17至20中任一项所述的安装方法，其特征在于，利用安装在所述销系统(32)一端上的橄榄叶状引导件(78)，来进行调整所述销延伸构件(60)的移动的所述操作，以使所述销系统(32)穿过所述第一和第二通道(38，68)产生位移。

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