CN101443238A - 用于连接飞行器发动机的装置 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及用于连接飞行器发动机的连接装置，该装置包括形成箱体的刚性结构以及用于吸收推进力的装置，该吸收推进力的装置具有通过固定装置(40)固定地安装在形成箱体的其中一个翼梁(17)上的主配件(34)。根据本发明，装置(40)包括安装在翼梁(17)上并且具有相对于箱体位于外部的主部分(54)的固定栓钉(50)，配件(34)被栓钉(50)的主部分(54)穿过并且通过钟形支撑垫圈(68)抵压在翼梁(17)上，该钟形支撑垫圈环绕主部分(54)并且被穿过该垫圈的螺钉(72)压紧，螺钉被拧到筒形螺母(78)中，筒形螺母容纳于形成在主部分(54)中的镗孔中。

Description

用于连接飞行器发动机的装置
技术领域
本发明总体涉及用于连接飞行器发动机的装置，例如旨在置于飞行器机翼与相关的发动机之间的连接装置，并且涉及包括这种连接装置的发动机组件。
本发明可以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的飞行器上。
这种类型的悬挂装置，也被称为发动机挂架或“发动机安装结构”(EMS)，可以无区别地用于将发动机悬挂在飞行器机翼的下面、用于将这种发动机安装在上述机翼上方、或者甚至用于将这种发动机安置在飞行器机身的后部。
背景技术
实际上，通常提供这种连接装置以形成涡轮发动机与飞行器机翼之间的连接接口。这种连接装置允许将由其关联的涡轮发动机产生的力传递至该飞行器的结构，并且还允许燃料、电系统、液压系统的传输以及发动机与飞行器之间的空气的传输。
为了确保力的传递，连接装置包括通常为“箱体(caisson)”类型的刚性结构，即，通过上翼梁和下翼梁以及经由横肋连接在一起的侧镶板/翼梁的组装而形成的结构。
另一方面，该装置设置有置于涡轮发动机与刚性结构之间的连接件，这些连接件总体上包括两个发动机紧固件以及用于吸收由涡轮发动机产生的推进力(effort)的装置。
在现有技术中，这种推进力吸收装置例如包括两个侧连杆，所述连杆一方面连接至涡轮发动机的风扇罩的后部，另一方面连接至固定在涡轮发动机的中心罩上的后紧固件。
以相同的方式，连接装置还包括另一系列紧固件(attaches)，这一系列紧固件形成置于刚性结构与飞行器机翼之间的安装系统，这种系统通常由两个或三个紧固件组成。
最后，挂架(
Figure A200780017612D0005112227QIETU
)设置有副结构，该副结构在支撑空气动力学整流罩的同时保证隔离并维持系统。
为了确保将用于吸收推进力的装置固定在(发动机)挂架的刚性结构(也被称为主结构)上，这种装置一般包括固定地安装在箱体的其中一个翼梁(称为支撑翼梁)上的主配件。因此，使用合适的固定装置以允许主配件在支撑翼梁上的这种组装，这些固定装置尤其集成了牵引螺钉和具有变形凸缘的筒形螺母类型的零件，该变形凸缘确保拧在筒形螺母中的螺钉的夹紧。
如果由于筒形螺母提供的高安全性而证明使用筒形螺母是有益的，则关于这种使用的缺点就在于这些螺母通常位于形成箱体的刚性结构的内部，从而使得在这种类型的螺母所要求的大量检查的过程中难以接近这些螺母。为了接近(接触)这些筒形螺母，操作者实际上被迫穿过在形成箱体的侧镶板/翼梁中制成的小尺度的孔(也被称为“门”)。同样地，应注意，当筒形螺母还与形成箱体的刚性结构的横肋配合(然而，这是针对增强机械强度的明显原因而被保留的解决方案)时，在检查过程中遇到的接近(接触)困难被进一步地放大了。
因此，应清楚的是，用于检查以及替换位于箱体内部的筒形螺母的操作显然不是优化的，这在时间方面是非常不利的。
当然，将发动机紧固件的主配件固定在刚性结构的给定支撑翼梁上时也可以遇到螺钉/筒形螺母的这种组装，这种情况甚至进一步突出了上述的缺点。
发明内容
因此，本发明的目的是提出一种连接装置以及包括这种装置的发动机组件，该连接装置可以解决上述的与现有技术的具体实施方式相关的缺点。
对此，本发明的目的是提供一种用于飞行器发动机的连接装置，该装置包括刚性结构以及用于将发动机连接在刚性结构上的连接件(moyens d’accrochage)，这种刚性结构形成了包括通过横肋连接在一起的翼梁的箱体，连接件包括多个发动机紧固件以及用于吸收由发动机产生的推进力的装置，在推进力吸收装置和发动机紧固件中的至少一个部件具有通过固定装置固定地安装在其中一个翼梁(形成支撑翼梁)上的主配件，该固定装置包括螺钉以及筒形螺母，筒形螺母具有确保将螺钉紧固地旋拧到这个筒形螺母中的变形凸缘。根据本发明，固定装置进一步包括固定栓钉，该固定栓钉固定地安装在支撑翼梁上并具有相对于刚性结构位于外部的主部分，主配件被固定栓钉的主部分穿过、并通过环绕主部分的钟形支撑垫圈抵压在支撑翼梁上，且该钟型支撑垫圈被穿过它的螺钉压紧，螺钉被旋拧到容纳于镗孔中的筒形螺母中，镗孔被形成于固定栓钉的主部分中。
因此，本发明获得了将筒形螺母容纳在形成箱体的刚性结构外部的优点，这使得希望对上述筒形螺母进行例行检查或替换的操作者能方便地接近筒形螺母。因此，同现有技术中遇到的那些操作相比，前述的操作可以在很大程度地优化，这有利地通过节省时间以及便于操作者干预而表现出来。
自然地，为了固定其中一个发动机紧固件的主配件或者推进力吸收装置的主配件，可以提供多个这种类型的组件，即，每个组件结合一个固定栓钉(也被称为剪切栓钉)，与用来紧固钟形支撑垫圈的螺钉配合的筒形螺母被容纳在该固定栓钉中，对于支撑垫圈来说，提供支撑垫圈以用于将该主配件抵压在形成箱体的刚性结构的支撑翼梁上。
优选地，筒形螺母定位成沿固定栓钉的纵向方向完全超出了被上述固定栓钉穿过的主配件的镗孔的端部。换言之，容纳于固定栓钉中的筒形螺母与主配件距离足够的间隙，以使得在不需要移除相对于形成箱体的刚性结构位于外部的主配件的情况下就可以将筒形螺母从固定栓钉中取出。事实上，在这种情况下，为了可以直接接近筒形螺母，仅需要移除螺钉和钟形支撑垫圈，该筒形螺母随之可以通过滑动方便地从它的关联容纳孔(logement)中移除。
出于同样的目的，可以设计镗孔形成于固定栓钉的主部分中并且用作容纳筒形螺母，该镗孔定位成沿上述固定栓钉的纵向方向完全超出了被固定栓钉穿过的主配件的镗孔的端部。
仍然是优选地，设计固定栓钉进一步包括与主部分结合在一起并且穿过支撑翼梁的辅助固定部分，该辅助固定部分具有旋拧到位于形成箱体的刚性结构内部的螺母中的螺纹端。因此，通过该螺母与螺纹端之间的配合，固定栓钉被再次固定地安装在支撑翼梁上，该栓钉的主部分的台肩被抵压在支撑翼梁上以确保紧固。
并且，辅助固定部分还穿过刚性结构的其中一个横肋的底板，螺母压在该底板上。通过将其中一个横肋结合到装配中，能够加强主配件相对于刚性结构的维持固定，并且能够保证来自发动机的力更好地传递并且引向机翼或飞行器机身的后部。
此外，本发明的目的还在于提供一种发动机组件，该发动机组件包括诸如涡轮喷气发动机的发动机、以及用于该发动机的连接装置，这种连接装置诸如是刚刚描述过的连接装置。
最后，被发明的目的还在于提供一种飞行器，该飞行器包括组装在这种飞行器的机翼或机身后部的至少一个这种发动机组件。
在下面的非限制性详细描述中本发明的其他优点和特征将变得显而易见。
附图说明
该描述将结合附图进行，附图中：
图1示出了用于飞行器的发动机组件的侧视图，该组件包括根据本发明优选实施例的连接装置；
图2示出了图1中所示的连接装置的局部透视图；
图3示出了属于图1和2中所示的连接装置的固定装置的截面图，该固定装置用于将推进力吸收装置的主配件安装在该连接装置的刚性结构上；以及
图4示出了属于图3中所示的固定装置的筒形螺母，该筒形螺母用于将推进力吸收装置的主配件安装在连接装置的刚性结构上。
具体实施方式
参照图1，可以看到用于飞行器的发动机组件1，该发动机组件设置为被固定在该飞行器的机翼2(为了清楚，仅以虚线示意性地示出)下，该组件1包括根据本发明优选实施例的连接装置4、以及连接(或悬挂)在该连接装置4下的诸如涡轮喷气发动机的发动机6。
总体上，连接装置(dispositif d’accrochage)4包括带有发动机6连接件(moyens d’accrochage)的刚性结构8，这些连接件具有多个发动机紧固件10、12、以及用于吸收由发动机6产生的推进力的装置14。
说明性地，应注意组件1设计为在发动机舱(未示出)周围，并且连接装置4包括另一系列紧固件(attaches)16，这些紧固件能够确保将组件1悬挂在飞行器机翼2下。
在随后的整个描述中，按照惯例，将装置4的纵向方向称为X，该方向也可以被看作与涡轮喷气发动机6的纵向方向相同，该方向X平行于这个涡轮发动机6的纵向轴线5。另一方面，相对于装置4横向定向的方向被称为Y并且也可以被看作与涡轮喷气发动机6的横向方向相同，而Z是垂直或高度方向，这三个方向X、Y和Z相互正交。
另外，相对于由涡轮发动机6施加推进力而产生的飞行器前进的方向考虑术语“前”和“后”，，该前进方向通过箭头7示意性地示出。
在图1中，可以看到连接装置4的两个发动机紧固件10、12、一系列紧固件16、推进力(effort，应力)吸收装置14、以及刚性结构8。该连接装置4的未示出的其他组成部件(诸如在支撑空气动力学整流罩的同时分隔并维持系统的辅助结构)是与现有技术中遇到的并且为本领域技术人员所知的那些部件相同或相似的传统部件。因此，将不对它们进行详细的描述。
另一方面，应指出，涡轮喷气发动机6在前部具有界定了风扇环形通道20的大尺寸的风扇罩(或称风机壳体)18，并且包括包围该涡轮喷气发动机的核心(core)的朝向后部的小尺寸的中心罩22。当然，罩18和20相互结合为整体。
如可以在图1中所见的那样，装置4的发动机紧固件10、12的个数为两个，并且被分别指定为前发动机紧固件和后发动机紧固件。
在本发明的这个优选实施例中，刚性结构8具有箱体的外形，该箱体基本上沿着X方向从后部向前部延伸。
于是箱体8采用挂架(
Figure A200780017612D0010112349QIETU
)的外形，该挂架的设计与通常看到的用于涡轮喷气发动机的挂架的设计相似，箱体通过组装上翼梁15、下翼梁17以及两个侧镶板/翼梁19(由于为侧视图，所以仅一个侧镶板/翼梁可见)而形成，这方面的设计尤其是相似的，这些部件15、17、19通过横肋21连接在一起，每个横肋总体上均为矩形。因此，肋21在YZ平面中延伸，翼梁15、17大致在XY平面中延伸，而侧镶板19在XZ平面中延伸。
优选实施例的连接件首先包括置于刚性结构8(其可以采用棱锥形)的前端与风扇罩18的上部之间的前发动机紧固件。另一方面，对于后发动机紧固件12，则置于刚性结构8与涡轮喷气发动机6的中心罩22之间。
推进力吸收装置14在刚性结构的下翼梁17的某一点处固定至刚性结构8(也被称为初级结构)，上述点沿X方向位于前发动机紧固件10的固定点与后发动机紧固件12的固定点之间。
总体上，推进力吸收装置14具有用于吸收推进力的两个侧连杆26(图1中仅一个连杆可见)，这些连杆的每一个均包括(例如)在涡轮喷气发动机6的水平中平面上或靠近该中平面处连接至风扇罩18的前端。
现在将参照图2详细描述该推进力吸收装置14的后部。
在该图中，可以看到两根侧连杆26分别位于连接装置的垂直中平面P(也对应于涡轮喷气发动机的垂直中平面)的两侧上，每根连杆均具有通过标准轴系统(未示出)以铰接的方式连接至平衡杆28的后端。
平衡杆28被铰接在位于前述的两个轴系统之间的铰接轴32上，前述两个轴系统相对于装置4的垂直中平面P对称地定位。此外，铰接轴32可以是推进力吸收装置14的主配件34的组成部分，并且可以由两个半圆柱构成，每个半圆柱各自属于图2中所示的双主配件34的装配零件。以本领域技术人员已知的方式，可用看见下底板36抵压在支撑翼梁17的内表面上，而支撑翼梁的外表面与主配件34相贴合，因此主配件优选地采用双配件的形式。
该主配件34(也被称为平衡杆支撑配件)在下支撑翼梁17上的安装利用专用于本发明的固定装置实现，该固定装置在图2中被标记为40。就这一点而论，可以看到，多个相同或相似的组件42可以构成所述的固定装置40，这些组件42的数目例如可以是四个(图2中仅有三个可见)，这些组件可以相对于垂直中平面P对称地设置，并且在肋21的横向构件(flan)44的每一侧均等地分布。然而，在下文中将参照图3仅对这些组件42中的一个进行描述。
因此参照图3，实际上可以看到属于固定装置40的一个组件42，该固定装置40用于将(推动力吸收)装置14的主配件34安装在刚性结构8上，并且在所考虑的优选情况(其中发动机组件悬挂在飞行器机翼下方)下，该固定装置40用于将(推动力吸收)装置14的主配件34安装在下支撑翼梁17上。
组件42首先包括固定栓钉(pion)50(也被称为剪切栓钉)，该固定栓钉具有总体上沿着Z方向布置的纵向轴线52，并因此正交于支撑翼梁17。如所示的，下文所述的组件42的全部构件是同心的，全部构件的中心都在栓钉50的上述轴线52上，该轴线限定了栓钉的纵向方向。
更具体地，栓钉50包括形成下部分的主部分(或称主要部分)54、以及与主部分54结合为整体并且位于主部分上面的辅助固定部分56，并且优选地，该辅助固定部分与上述的主部分54形成为单一工件。
平均直径的尺寸小于主部分54的平均直径尺寸的辅助固定部分56具有带螺纹的自由上端58，该上端旋拧到位于所述刚性结构8内部的螺母60中。如图3中可见的是，螺母60抵压在其中一个横肋21(其自身抵压在翼梁17上)的下底板36上，并且可能(或可选地)与置于该螺母的下支承部与下底板36之间的标准反转动系统62相连(couplé，或接合)。对于这一点，应指出底板36连同该横肋的一个上底板和两个侧底板(未示出)一起都是形成矩形肋的外框架的组件的一部分，箱体的翼梁/镶板安装在该外框架上并且横肋的横向构件(flan)44处于该外框架内。
关于这个主题，可以考虑到，使螺母的下支撑部分具有包括平面部分的侧壁，该平面部分作为倚靠面(appui plan)抵住肋21的所述横向构件44，因而能够通过该倚靠面阻止螺母沿着其轴线转动。因此，通过将栓钉的螺纹端58旋拧到被阻止转动的螺母60中来实现栓钉50的安装。
在栓钉的螺纹端58与抵压在底板36上的螺母60配合之后，辅助固定部分沿着轴线52向下延伸，相继穿过反转动系统62、底板36和下支撑翼梁17，所有这些构件的每一个自然地都具有允许栓钉穿过的镗孔。
在辅助固定部分56的下端处，栓钉50通过主部分54向下延伸，其中主部分54具有基本上圆柱形的外形，该圆柱形的外形具有圆形截面，并且优选地没有螺纹。
在主部分54的上端处，该上端限定了沿着YZ平面定向并且与翼梁17的外表面相接触的台肩表面64。这明显地表示出可以认为该主部分54相对于箱体8完全位于外部，因此，通过沿着Z方向一方面在螺母60与底板36之间和另一方面在台肩表面64与翼梁17之间的两个相对的支撑，栓钉50固定组装在箱体8上。
依然参照图3，可以看见推进力吸收装置14的主配件34具有沿着轴线52的镗孔66，该镗孔被主部分54穿过，因而该主部分沿Z方向从该镗孔向下伸出。
为了保证将主配件34抵压在支撑翼梁17上，组件42包括钟形支撑垫圈68，钟的开口向上从而主部分54的下部可以容纳于其中，该下部因此被上述的钟环绕。
钟的圆形端唇缘70抵压在主配件的下表面上，该下表面与抵压翼梁17的上表面相对，因此这能够保证该配件34抵压在该下翼梁17上。而且，中心位于轴线52上的钟形垫圈70自身沿Z方向通过中心也在轴线52上的螺钉被压紧，这将在下面进行描述。
实际上，该螺钉72具有取向向下的头部，该头部抵压在钟形垫圈68的外表面上。因此螺钉向上延伸，相继穿过垫圈68和栓钉50的主部分54的下部，为此，垫圈和栓钉的主部分的下部各自设置有沿着Z方向的镗孔71、73。接着，螺钉72具有带螺纹的端部，该带螺纹的端部通向沿着正交于螺钉的纵向轴线52的方向(比如X方向)形成在栓钉50的主部分54中的另一个镗孔74，如图所示。当然，这个组装被允许设置为螺钉通过的镗孔73通向栓钉50穿过的镗孔74，筒形螺母78容纳在该镗孔74中，现在将参照图3和4对此进行描述。
事实上，在具有圆形横截面的镗孔74中，设置具有变形凸缘80的筒形螺母(écrou à barillet)78，该变形凸缘确保将螺钉72拧紧在该螺母中，螺母采用本领域技术人员已知的任何标准外形。应该注意的是，筒形螺母一般是具有圆柱形外表面81的螺母，螺母的轴线82(图4)垂直于穿过螺母的内螺纹孔84的轴线83，该轴线83在相关的组件中与栓钉50的轴线52合在一起。筒形螺母可以依据情况制成一个或两个部件。在第二种情况中，筒形螺母包括浮动螺母(écrou flottant)，该浮动螺母安装在形成于圆柱形螺母支撑物中的腔穴(logement)中。
因此，利用筒形螺母78(其沿内螺纹孔84的轴线83的转动和平移被镗孔74阻止了)，可以容易地安装螺钉72，螺钉旨在被拧入通过变形凸缘80(例如椭圆形)延伸的上述内螺纹孔84中，从而能够阻止螺钉72沿方向Z的转动。
因此，与这个组件42相关的其中一个特点就是筒形螺母78相对于箱体8位于外部，从而接近该筒形螺母对于操作者而言不存在任何特殊问题。在这一方面，为了能够容易地将容纳在镗孔74中的这个螺母78取出，使该螺母78沿Z方向并向下(即，沿从支撑翼梁17朝向主配件34的方向)定位，且螺母完全在由(主)部分54穿过的主配件镗孔66的端部之外。因此，螺母78距离主配件34足够的间隙，从而螺母可以无区别地从被通入或是穿过螺母的镗孔74中移除，而无需移除该主配件34。在这种情况下，实际上仅需要移除螺钉72和钟形支撑垫圈68以能够直接接近螺母78，该螺母随后可以通过滑动容易地从它的容纳处被取出。
如图3中所见，优选地，使得被设置用于容纳筒形螺母78的整个镗孔74定位成沿Z方向并向下(即，沿从支撑翼梁17朝向主配件34的方向)，完全在被(主)部分54穿过的主配件镗孔66的端部之外。
当然，本领域的技术人员可以对刚刚描述的仅作为非限制性实例的连接装置4以及发动机组件1进行各种修改。在这一方面，尤其可以指出，即使发动机组件1存在于适当的构造中以使得它被吊挂在飞行器机翼的下面，该组件1还能够存在于不同的构造中，这些构造使得它被安装在上述的机翼上面，或者甚至被安装在飞行器机身的后部上。进一步，即使专用于本发明的固定装置已经被描述成是用于将推进力吸收装置的主配件组装在挂架的刚性结构上，但是在不背离本发明的范围的情况下，这些相同的装置可以同样地/可替换地用于确保将发动机紧固件的主配件组装在上述的刚性结构上。

Claims (7)

1.一种用于连接飞行器发动机(6)的连接装置(4)，所述连接装置包括刚性结构(8)和用于将所述发动机(6)连接在所述刚性结构(8)上的连接件，所述刚性结构形成了包括通过横肋(21)连接在一起的翼梁(15、17、19)的箱体，所述连接件包括多个发动机紧固件(10、12)以及用于吸收由所述发动机(6)产生的推进力的推进力吸收装置(14)，选自所述推进力吸收装置(14)和所述发动机紧固件(10、12)中的至少一个所述部件具有通过固定装置(40)固定地安装在形成支撑翼梁(17)的其中一个所述翼梁上的主配件(34)，所述固定装置包括螺钉(72)以及具有变形凸缘(80)的筒形螺母(78)，所述变形凸缘保证紧固被拧入所述筒形螺母中的所述螺钉(72)，
其特征在于，所述固定装置(40)还包括固定地安装在所述支撑翼梁(17)上并且具有相对于所述刚性结构(8)位于外部的主部分(54)的固定栓钉(50)，所述主配件(34)被所述固定栓钉(50)的所述主部分(54)穿过并且通过钟形支撑垫圈(68)抵压在所述支撑翼梁(17)上，所述钟形支撑垫圈环绕所述主部分(54)并且被穿过所述钟形垫圈的所述螺钉(72)压紧，所述螺钉被拧入所述筒形螺母(78)中，所述筒形螺母容纳于形成在所述固定栓钉(50)的所述主部分中的镗孔(74)中。
2.根据权利要求1所述的连接装置(4)，其特征在于，所述筒形螺母(78)被定位成沿所述固定栓钉的纵向方向完全在被所述固定栓钉(50)穿过的所述主配件(34)的镗孔(66)的端部之外。
3.根据权利要求1所述的连接装置(4)，其特征在于，形成在所述固定栓钉(50)的所述主部分(54)中并用于容纳所述筒形螺母(78)的所述镗孔(74)被定位成沿所述固定栓钉的纵向方向完全在被所述固定栓钉(50)穿过的所述主配件(34)的镗孔(66)的端部之外。
4.根据前述权利要求中任一项所述的连接装置(4)，其特征在于，所述固定栓钉(50)进一步包括与所述主部分(54)结合在一起并且穿过所述支撑翼梁(17)的辅助固定部分(56)，所述辅助固定部分(56)具有被拧入位于形成箱体的所述刚性结构(8)的内部的螺母中的螺纹端(58)。
5.根据权利要求4所述的连接装置(4)，其特征在于，所述辅助固定部分(56)还穿过所述刚性结构(8)的其中一个所述横肋(21)的底板(36)，所述螺母(60)抵压在所述底板。
6.一种发动机组件(1)，所述发动机组件包括发动机(6)和用于连接所述发动机(6)的连接装置(4)，其特征在于，所述连接装置是根据前述权利要求中任一项所述的装置。
7.一种飞行器，其包括至少一个根据权利要求6所述的发动机组件，所述发动机组件被组装在所述飞行器的机翼上或机身后部上。
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