CN101784441B - 安装在悬挂架和发动机舱进气口上的风扇罩的支撑托架 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于飞行器的发动机组件，其包括发动机、发动机悬挂装置(4)和发动机舱，该发动机舱包围发动机并具有风扇罩(34)，该悬挂装置(4)包括刚性结构(8)和前空气动力学结构(24)，该风扇罩铰接在该前空气动力学结构上，该前空气动力学结构(24)装备有托架(40)，该托架(40)具有安装在刚性结构(8)上的后悬挂件(44a，44b)。根据本发明，该托架还设置有安装在发动机舱进气口(32)上的前悬挂件(42)。

Description

安装在悬挂架和发动机舱进气口上的风扇罩的支撑托架

技术领域

本发明通常涉及一种用于飞行器发动机组件，其包括发动机、发动机悬挂装置以及发动机舱，该发动机舱包围发动机并设置有风扇罩和进气口，上述悬挂装置包括刚性结构和前空气动力结构，风扇罩铰接在该前空气动力结构上。

这种类型的悬挂装置(也被称为悬挂架或“EMS(发动机安装结构)”)总体上允许将诸如涡轮喷气发动机的发动机悬挂在飞行器机翼下面，或将该发动机安装在该机翼上面，或将该发动机组装在飞行器机身后部上。

背景技术

实际上，这种悬挂装置被设置为构成发动机和飞行器机翼之间的连接接口。

该悬挂架允许将由相关发动机产生的力传递到该飞行器的结构，并且还允许燃料、电气和液压系统、以及发动机和飞行器之间空气的布线(cheminement)。

为了确保力的传递，悬挂装置包括刚性结构(也称为主结构)，该刚性结构通常为“箱体”类型，即通过上、下纵梁和侧壁板的组装而形成，在所述侧壁板之间由横肋连接。

另一方面，悬挂装置具有设置在发动机和刚性结构之间的悬挂件，这些悬挂件总共包括两个发动机紧固件和一个吸收发动机产生的推进力的装置。现有技术中，该吸收装置通常包括两个侧连杆，所述侧连杆一方面连接到发动机壳体(如风扇壳或中间壳)，另一方面连接到固定在中央壳或喷射壳上的后发动机紧固件。

同样地，悬挂装置还包括另一组紧固件，该另一组紧固件构成介于刚性结构和飞行器机翼之间安装系统，该安装系统通常由两个或三个紧固件组成。

此外，悬挂架设置有多个副结构，该副结构尤其确保系统的分隔和保持，同时支撑空气动力学整流罩的元件，空气动力学整流罩的这些元件通常采用集成到这些副结构中的壁板或罩的形式。以本领域技术人员已知的方式，副结构与刚性结构(也称为主结构)不同，这是因为这些副结构不是用于确保传递来自发动机且必须向飞行器机翼传递的力。

在副结构中，具有位于悬挂架刚性结构前面的前空气动力学结构，该前空气动力学结构不仅具有空气动力学整流罩的功能，而且允许不同系统(空气、电气、液压、燃料)的安装、分隔和布线。此外，该前空气动力学结构支撑相关发动机的风扇罩，而推进力反向器罩(capots d’inverseur de poussée)通常由悬挂架的刚性结构支撑。

在现有技术的解决方案中，前空气动力学结构通常包括托架(berceau)，该托架覆盖有空气动力学整流罩并固定在空气动力学整流罩上。空气动力学整流罩也称为空气动力学整流罩壁板或元件，因此空气动力学整流罩覆盖该托架，该托架充当支撑风扇罩的结构角色。

上述托架通常通过适当的悬挂件安装在刚性结构上。然而，当发动机组件受到相当大的应力时，如在起飞和着陆过程中或在强湍流中飞行时遇到的应力，前空气动力学结构的托架在刚性结构上的固定连接导致发动机组件的总体几何形状的明显变化，且更具体地是导致发动机舱的整体几何形状的显著变化。具体地，有时可观察到伴随有发动机变形的发动机舱的进气口和风扇罩之间的失配，该风扇罩安装在与悬挂架的刚性结构连在一起的所述前空气动力学结构上，因此该前空气动力学结构也可与该发动机舱进气口分离。

所观察到的现象明显引起阻力(

)，这会损害飞行器的整体性能。

此外，将托架连接在悬挂架的刚性结构上的该解决方案导致其向前突出，这导致相关的质量引起的相当大的机械应力。

此外，当固定支撑空气动力学整流罩的托架不再安装在悬挂架的刚性结构上，而是唯一地安装在与发动机舱的进气口连在一起的发动机风扇壳上时，也会遇到类似现象。在这种情况下，有时可在与风扇壳连在一起的托架的空气动力学整流罩和悬挂架的其他空气动力学整流罩(特别是被称为连接整流罩的更靠近后部设置的整流罩)之间观察到失配。

此外，当托架安装在发动机的风扇壳上时，这通常导致对于扇叶损耗现象(也称为“扇叶输出(Fan Blade Out)”现象)难以证明前空气动力学结构的强度(tenue)，因为固定安装在风扇壳上的前空气动力学结构遭受与风扇壳同样的加速/位移。为了解决这些困难，要求对安装在风扇壳上的托架执行扇叶冲击阻力测试，然而该类测试还不成熟。

另一方面，对于该安装技术方案，扇叶损耗可导致前空气动力学结构和发动机舱的进气口之间的很大的通气(écopage)风险。实际上，在叶片损耗过程中所观察到冲击后，显著位移可在几毫秒内传导到风扇壳上。物理连接到该风扇壳上的所有元件都移动同样距离。所涉及的结构(如前空气动力学结构的托架和进气口)必须吸收这些力/显著位移，此外应当注意，在进气口和托架之间，和/或在进气口和风扇罩之间可能产生大的间隙。如果这些间隙不闭合(referment)，则这些间隙可非常快地增加尺寸，且因此引起前空气动力学结构的损耗以及风扇罩损耗。

最后，当托架安装在发动机风扇壳上时，通常必须为托架提供调整系统，该调整系统的目的是确保间隙和失配符合规定。该调整系统具有昂贵和占用空间大的缺点。

发明内容

本发明的目的是提供一种用于飞行器的发动机组件，其克服上述关于现有技术实现方式的缺点。

为此，本发明提供一种用于飞行器的发动机组件，该发动机组件包括发动机、发动机悬挂装置和发动机舱，所述发动机舱包围发动机并设置有风扇罩和进气口，该悬挂装置包括刚性结构以及前空气动力学结构，所述前空气动力学结构具有托架，风扇罩优选地铰接在所述托架上并且空气动力学整流罩覆盖托架，前空气动力学结构装备有安装在悬挂装置的刚性结构上的后悬挂件。按照本发明，前空气动力学结构的托架还装备有安装在进气口上的前悬挂件。

因此，所提出的布置允许最大程度限制上述失配的有害效果，因为在该组件的高应力期间，优选地支撑风扇罩的前空气动力学结构的托架的前部可更好地根据发动机变形伴随进气口位移。

因此，发动机舱的进气口和风扇罩之间的对齐接合可被保持，这允许限制现有技术实现方式中遇到的阻力损耗(pertes en

)。在该方面，由于存在后悬挂件，阻力损耗也可通过保持空气动力学整流罩和悬挂架的其它空气动力学整流罩之间的对齐接合而减小，由于存在前悬挂件，这些阻力损耗也可通过保持空气动力学整流罩和进气口之间对齐接合而减小。

此外，该特殊布置有利地允许限制支撑风扇罩的结构托架先前所遇到的向前突出，因为托架装备有安装在发动机舱进气口上的前悬挂件。

另一方面，由于托架优选地不再直接安装在发动机的风扇壳上，而以任何方式安装在悬挂架前端和后端以及进气口上，因此对扇叶损耗现象不再难以证明前空气动力学结构的强度。实际上，可以考虑在叶片损耗之后，风扇壳的大位移不会导致托架上显著位移。

此外，即使在扇叶损耗的情形中，托架和进气口之间的前连接表示前空气动力学结构和发动机舱进气口之间的通气风险被显著减小，甚至减小到没有。

最后，还由于存在托架和进气口之间的前连接，所要求的间隙被显著减小，且在托架的整流罩和悬挂架之间、在空气动力学上较不敏感的区域中被部分地向下游偏离。因此，有利地，与现有技术中所遇到到的相反，不再要求提供装备有托架的调整系统。

优选地，前悬挂件采用前紧固件的形式，该前紧固件被设计为吸收沿着发动机纵向方向、沿着该发动机的横向方向以及沿着发动机的竖直方向施加的力。

而且，后悬挂件优选地包括两个后半紧固件，所述两个后半紧固件设置在悬挂装置的刚性结构前部两侧，每个后半紧固件都被设计为吸收沿着发动机横向方向和沿着该发动机竖直方向施加的力，且每个后半紧固件都允许沿着发动机纵向方向在前空气动力学结构托架的后部和刚性结构的前部之间有限的相对位移。

换句话说，两个后半紧固件中的每个都吸收沿着横向方向和竖直方向施加的力，而不吸收在纵向方向上施加的力，前空气动力学结构的后部和刚性结构的前部之间的小的相对位移可沿着该纵向方向被吸收。

因此，前紧固件和两个后半紧固件的结合构成前空气动力学结构的所有悬挂件，允许获得明显近似于均衡安装系统的悬挂件。

为了说明，在上述内容中应当注意，已经指出经不同紧固件吸收沿着发动机横向方向和竖直方向施加的力。这特别在发动机安装在飞行器机翼上面或悬挂在其下面时适用，也可能在发动机安装在飞行器机身后部时适用。然而，在发动机安装在飞行器机身后部时，可发生紧固件吸收的力不再如上所述相对于发动机横向和竖直地定向，而是沿着与纵向方向正交的发动机第一方向，以及沿着与第一方向和纵向方向正交的发动机第二方向定向，第一方向和第二方向中的每个都相对发动机竖直方向和横向方向倾斜。自然，发动机第一和第二方向的上述倾斜取决于发动机组件所采用的几何构造和发动机组件相对于机身后部的定位，这是本领域技术人员公知的。

优选地，两个后半紧固件相对于通过发动机纵向轴线的组件的中平面对称设置。此处应当注意，定义该平面的第二方向根据所采用的构造给出。作为示例，当发动机安装在飞行器机翼上或悬挂在其下面时，第二方向通常是发动机的竖直方向。

考虑到上面的说明，由此可见两个后半紧固件中的每个都优选采用环形线性连接(liaison)的形式，对应于沿着发动机纵向方向的球窝连接件和导轨连接件的结合。

在该发动机组件中，发动机舱传统地包括与风扇罩对齐并位于其前面的进气口，优选地设置空气动力学整流罩固定地安装在支撑上述前悬挂件和后悬挂件的托架上。优选地，单独固定在托架上的空气动力学整流罩由此覆盖托架，实现支撑风扇罩的结构功能，该组件还优选包括多个风扇罩铰接件，所述铰接件中的至少一些固定在所述托架上。

这方面，例如可以考虑托架固定地支撑与每个风扇罩关联的四个铰接件中三个铰接件，因此所述风扇罩安装在悬挂架上。可替换地，可以设置四个风扇罩铰接件中的一个安装在托架上，其它三个铰接件固定在悬挂架上，这更好地限制了托架质量，并且因此更好地限制了进气口吸收的力。自然，不偏离本发明范畴的情况下，可考虑其他解决方案用于铰接件的布置，可以浮动(flottante)安装其中的某些铰接件，即，直接连接发动机组件的右风扇罩和左风扇罩。

优选地，使得托架后部被悬挂装置的刚性结构的前部穿过。

而且，悬挂装置还优选地包括多个发动机紧固件，其中前发动机紧固件一方面固定在刚性结构上，另一方面固定到发动机风扇壳上。在这样的情形中，优选地设置前发动机紧固件沿发动机纵向方向位于前空气动力学结构的托架的前、后悬挂件之间。

优选地，托架包括纵梁和刚性连接到所述纵梁的横向结构元件，所述横向结构元件例如是拱架(arceaux)，这些纵梁和横向结构元件每个都与空气动力学整流罩接触。此外，托架包括至少一个用于吸收沿着发动机纵向方向施加的力的连杆，所述连杆的两端分别铰接在托架前端横向结构元件和托架后端横向结构元件上。

在该构造中，一个连杆/多个连杆由此与纵梁和横向元件结合实现结构功能，所述至少一个连杆包括共同形成向后(即朝向悬挂架)开口的V形的两个连杆。

如上所述，托架优选地与发动机无直接机械连接，仅是托架的悬挂件固定在发动机组件的剩余部分上，这些悬挂件优选包括所述前悬挂件和后悬挂件。

最后，本发明的另一个目的是提供一种飞行器，该飞行器包括至少一个如上所述的发动机组件，所述发动机组件组装在机翼上或该飞行器机身后部上。

本发明其他优点和特征将从下面的非限制性详细描述中显现出来。

附图说明

将参照附图进行该描述，在附图中：

图1示出了根据本发明优选实施方式的用于飞行器的发动机组件的局部透视图；

图2示出了图1中所示发动机组件的局部侧视图；

图3和4从两个不同角度示出了图1中所示发动机组件的局部细节透视图；

图5示出了根据本发明另一个优选实施方式的发动机组件的用于支撑风扇罩的托架的局部透视图；

图6示出图5中所示托架的俯视图；以及

图7示出图5和6中所示托架的后下部的透视图。

具体实施方式

首先参照图1和图2，可以看到用于飞行器的发动机组件1固定到该飞行器机翼(未示出)下面，该组件1包括悬挂装置4、发动机6(诸如悬挂在该悬挂装置4下面的涡轮喷气发动机)和发动机舱3，图1中仅示出发动机舱的前部。

在下面的描述中，通过约定，X指装置4的纵向方向，这也类似于涡轮喷气发动机6的纵向方向，该方向X平行于该涡轮喷气发动机6的纵向轴线5。另一方面，Y指相对于装置4横向定向的方向并类似于涡轮喷气发动机6的横向方向，并且Z指竖直方向或高度方向，这三个方向X，Y和Z彼此正交。

另一方面，术语“前”和“后”是相对于涡轮喷气发动机6施加推进力后出现的飞行器前进方向考虑的，该方向由箭头7示意地表示。

整体上，悬挂装置4包括刚性结构8，该刚性结构也称为主结构，其支撑发动机6的悬挂件，这些悬挂件具有多个发动机紧固件10，12，以及吸收由发动机6产生的推进力的装置14。

作为说明，应当注意悬挂装置4包括另一组连接在刚性结构8上的紧固件(未示出)，该另一组紧固件能够确保将该组件1悬挂在飞行器机翼下面。

此外，悬挂装置4包括多个连接在刚性结构8上的副结构。这些确保系统隔开和维护、同时支撑空气动力学整流罩元件的副结构将在下面说明。

涡轮喷气发动机6在前部具有限定风扇环形通道20的大尺寸风扇壳18，并向后包括较小尺寸的中央壳22，该中央壳包围涡轮喷气发动机核心。当然，壳18和22是连接在一起的，并具有通常称为中间壳的接头(jonction)。最后，确切地，中央壳22由喷射壳(未标号)向后延伸。

如从图1中可清楚看到的，悬挂装置4的发动机紧固件10，12数目是2，分别称为前发动机紧固件和后发动机紧固件。前发动机紧固件10优选地介于刚性结构8的前部和风扇壳18的上部(也称为径向端部)之间。该前发动机紧固件10是以传统方式设计的并为本领域技术人员所公知，例如被设置为吸收在三个方向X，Y和Z上产生的力。

另一方面，后发动机紧固件12也是以传统方式制造并为本领域技术人员所公知，其可以被设计为吸收在方向Y和Z上产生的力，该后发动机紧固件介于刚性结构8的更后部和中央壳22或喷射壳之间。

用于吸收发动机产生的推进力的装置14可具有双连杆的传统形式，每个连杆设置在发动机6的一侧，每个连杆的前端安装在风扇壳或中间壳的后部上，且后端连接在后发动机紧固件12上或连接在刚性结构8上并在后发动机紧固件附近。

在本发明的该优选实施例中，刚性结构8采用从前向后基本沿着方向X延伸的箱体的形式。

如图1最佳示出的箱体8采用与通常用于涡轮喷气发动机的悬挂架相似设计的架的形式，尤其地该箱体设置有横肋9，每个横肋采用在平面YZ上定向的矩形形式。

更具体地参照图2，在悬挂架4的副结构中有前空气动力学结构24、后空气动力学结构26、前和后空气动力学结构的连接整流罩28、和后下空气动力学整流罩30。

总体地，除了下面将要详细说明的前空气动力学结构24，这些副结构是与现有技术中所遇到的元件相同或相似的传统元件，并且是本领域技术人员已知的。

更确切地，为了清楚，仅前空气动力学结构24在图1中示出，该前空气动力学结构通常设置在机翼前部并相对于固定在其上的主结构8略高。该前空气动力学结构在铰接在其上的风扇罩上部和机翼前缘之间具有空气动力学外形功能。该前空气动力学结构24因此不仅具有支撑风扇罩和空气动力学整流罩的功能，而且还允许不同系统(空气、电气、液压、燃料)的安装、分隔和布线。

连接整流罩28直接位于该结构24的后延伸部分并且安装在刚性结构8上，该连接整流罩也称为“整流片(Karman)”。然后再向后，连接整流罩28由后空气动力学结构26延伸，该后空气动力学结构包含液压设备的主要部分。该结构26优选地相对于刚性结构8整个位于后部，且因此固定在飞行器机翼下面。

最后，后下空气动力学整流罩30(也称为“护板(bouclier)”或“尾架整流板(Aft Pylon Fairing)”)设置在刚性结构8和后空气动力学结构26下面。其主要功能是形成防火屏障，并且在发动机输出和悬挂架之间形成空气动力学连续性。

现在具体参照图1，可看到部分发动机舱3，其在前端包括固定到风扇壳18前面的进气口32，该进气口32后面直接跟随两个风扇罩34(由于是透视图，仅一个可以看到)，每个风扇罩34都铰接安装在上述副空气动力学结构24上。虽然没有示出，但应该理解传统设计的发动机舱3向后包括的本领域技术人员已知的其它元件，如安装在刚性结构8上的推进力反向器罩。

此外，进气口32上后部具有设置在悬挂架前空气动力学结构24的前延伸部分中的空气动力学突起31。必然地，寻求获得在前述拼接(jointif)元件31和24之间的可能的最佳空气动力学连续性，所述拼接元件31和24在发动机组件1上部基本沿方向X延伸。这方面应当注意，在不偏离本发明范畴的情况下，可采用无突起31的解决方案。

下面参考图3和图4，具体详细说明包括本发明一个特征的前空气动力学结构24。

前空气动力学结构24具有在该元件的结构部分中构成的托架40。该托架整体上在风扇壳18上延伸，且由本领域技术人员已知的传统方式构成，即，通过基本沿方向X延伸的纵梁和横向结构元件的组装而构成，该托架为向下开口的拱架类型，例如，如图3和4中清楚看出的近似半圆柱形。

在同样的图中，还可看到，悬挂架4的刚性结构8的前部在穿过托架的至少第一拱架的同时穿入托架内部。而且，因为上述前发动机紧固件10安装在刚性结构9的前端，这表示该前紧固件10部分地位于由托架的拱架限定的内部空间内。这方面，在图3和4中应当注意，紧固件10下部连接到风扇壳18上，为了清楚起见没有示出。

为了确保在发动机组件1上安装托架40，提供了前悬挂件和后悬挂件，如下面的说明。

关于前悬挂件，其总体上采用连接到托架40前端的前紧固件42的形式。本发明的一个特征在于该前紧固件42不仅固定到托架40，而且固定到进气口32，且更优选固定到空气动力学突起31。然而，在不偏离本发明范畴的情况下，该突起31可以是结构24的一部分并通过紧固件42固定地连接在进气口上。

更确切地，仅在图3和4中示意示出的前紧固件42安装在突起31上和托架的最前面的拱架的上径向端上。前紧固件优选地被设计为吸收沿着发动机每个方向X，Y和Z上产生的力，如图3和4中箭头示意示出的。作为说明，该前发动机紧固件传统上可用如本领域技术人员已知的支架(ferrure)和轴设计。具体地，该发动机紧固件可采用以能够吸收沿三个方向上产生的力的方式安装的球窝节的形式。

另一方面，后悬挂件优选地采用设置在刚性结构8前部两侧的两个后半紧固件的形式。如从图3和4中看到的，这两个半紧固件44a，44b优选地相对于前发动机紧固件10靠后设置，因此该紧固件10在方向X上设置在前动力学结构24的前悬挂件和后悬挂件之间。两个后半紧固件44a，44b中的每个都优选地被设计为吸收沿着方向Y和Z施加的力，而不吸收沿着方向X施加的力。这里，所述两个后半紧固件还是借助轴和支架以传统的且本领域技术人员已知的方式设计。作为说明，应当注意每个半紧固件可包括沿方向Y延伸的支架，该支架在其与连接在刚性结构8上的端部相反的一端上具有叉形支架(chape)，该叉形支架由与容纳在所述叉形支架中且连接在所述托架40上的支架相配合的轴穿过。此外，这两个后半紧固件44a，44b中的每个都被设计为允许沿着方向X、在空气动力学结构24后部和悬挂架刚性结构8的前部之间进行有限的相对位移。如果前悬挂件连接在托架40的最前面的拱架上，则两个后半紧固件44a，44b连接在托架40的最后面的拱架上，如从图3和4中可清楚看到的。另一方面，这两个半紧固件相对于通过发动机的纵向轴线5的竖直中平面P对称设置，该平面P整体上构成连接在飞行器机翼下面的发动机组件的对称平面。

此外应当注意，两个后半紧固件44a，44b可以实现在环形线性连接的形式下，对应于优选设置在半紧固件的上述支架和轴之间的球窝连接件和沿发动机纵向方向(即沿该轴的方向)的导轨连接件的组合。

由空气动力学整流罩46以传统方式覆盖的托架40优选地唯一固定在该托架40上而非组件得其它元件上，该托架具有多个风扇罩34的铰接件，这些铰接件优选地设置在托架的两个侧纵梁中的每个纵梁处，并且设置在平面P的两侧。这两个纵梁50中的每个因此具有多个连接到发动机舱的风扇罩34中的一个的铰接件48，由每个纵梁50支撑的这些铰接件48能够构成给定风扇罩的所有或部分悬挂件。在图3和4所示的例子中，给定纵梁50上提供的铰接件48，例如，提供的数目是3，与向这三个铰接件后部位于这三个铰接件延伸中的第四铰接件48关联，该第四铰接件48事实上关联地连接在刚性结构8的前部上和空气动力学结构24的后悬挂件的后部。必然地，对于两个风扇罩34中的每个，设置在托架40上的铰接件48和位于刚性结构8后部的铰接件48被设置为沿着风扇罩34的相同铰接轴线设置。

可替换地，例如可以在刚性结构上固定三个铰接件48，在托架上固定一个铰接件，或者在不超出本发明范围的情况下，还可以采用任何其它构造，可能地一个或多个铰接件可浮动安装，而无任何紧固件。

现在参照图5至图7，可以看到托架40，该托架表现为本发明另一个优选实施例的形式。因此，可以理解，将被描述的托架40具有与已经描述的托架40相同的功能。

如从图5和图6更好地看到的，托架40具有两个侧纵梁50，所述侧纵梁从托架长度的一端延伸到另一端，并具有支撑风扇罩的铰接件(未示出)的功能。而且，托架40还包括两个其它的纵梁54，在俯视时，这两个纵梁54位于两个纵梁50之间并且也从托架40长度的一端延伸到另一端。此外应当注意，这四个纵梁50，54通过嵌入式连接坚固地安装到横向结构元件上，在这些横向结构元件中，包括：前端的横向结构元件，采用坚固肋条(nervure pleine)56的形式，该坚固肋条用于支撑前紧固件42；后端的横向结构元件58，具有凹口59，该凹口允许悬挂架的刚性结构的前部通过；和向下敞开的拱架类型的中间结构元件60。

因此，所有上述元件，即，纵梁50，54和横向结构元件56，58，60构成空气动力学整流罩46(未示出)的支撑表面，该空气动力学整流罩46实际上接触上述结构元件中的每个。

此外，为了确保力沿方向X从托架40的前面向后面更好地传递，除了空气动力学整流罩支撑结构，设置优选地从托架长度的一端向另一端延伸的吸收连杆62。然而，这些连杆62不是必须的，特别在纵梁50被设计为支撑风扇罩时，如上所述。当纵梁50的尺寸仅被定义为用于支撑整流罩46而非风扇罩时，这些纵梁50变得有用，这是当前空气动力学结构24不用于支撑这些风扇罩时碰到的情形，这些风扇罩铰接到悬挂架上。

更确切地，参照图6，提供了两个连杆62，其中每个连杆的前端以铰接的方式通过嵌入式支架64连接到前端横向结构元件56。而且，每个连杆62的后端铰接到支架66上，该支架66与后端横向结构元件58连在一起。如从图7中看到的，可以看到每个支架66可实际采用叉形支架的形式，连杆62的后端插入到该叉形支架中，所提供的铰接优选地沿着方向Z设置，对于连杆62的前端也是如此。

参照图6，可以看到用于吸收沿着方向X施加的力的两个连杆62，这两个连杆一起形成向后开口的V形，因此V形的顶点于嵌入式连接支架64处。最后，在俯视图中，两个连杆62相对于上述平面P对称设置，并设置在两个纵梁60之间，更优选地设置在两个上纵梁54之间。

在图7中，后半紧固件44a已经详细示出。如上面所述，后半紧固件44a包括容纳在叉形支架72的两个分支(tête)之间的支架70，这两个元件70，72之间的连接通过沿方向X定向的导轨轴(axede glissière)74来实现。导轨轴74具有球窝节76，该球窝节的外环固定容纳在与托架40连在一起(更确切地与后端横向结构元件58连在一起)的支架70的孔内。因此，该设计明确表示出环形线性连接，这是因为其涉及球窝连接件76和沿方向X定向的导轨连接件74的结合。这方面，应当注意与图3中所示的后半紧固件44a的差别在于叉形支架72的两个分支的间隔，该间隔比图3所示的间隔更大。因此，托架40相对于悬挂架的主结构沿着方向X的位移限制小于图3所示优选实施例中的位移限制。自然地，可以理解轴74固定且牢靠地安装在叉形支架72上，所期望的导轨连接通过球窝节76的下环在该轴74上的滑动来获得。

当然，本领域技术人员可对上面仅作为非限制性示例描述的本发明进行各种修改。这方面，特别可指出，尽管发动机组件1已经表现为采用悬挂在飞行器机翼下面的构造，然而，该组件1也可以表现为不同构造，即允许安装在该机翼上面，甚至安装在该飞行器机身的后部上。

Claims (12)

1.一种用于飞行器的发动机组件(1)，其包括发动机(6)、发动机悬挂装置(4)以及发动机舱(3)，所述发动机舱包围所述发动机并设置有风扇罩(34)和进气口(32)，所述悬挂装置(4)包括刚性结构(8)和前空气动力学结构(24)，所述前空气动力学结构(24)具有由空气动力学整流罩(46)覆盖的托架(40)，所述托架(40)装备有安装在所述悬挂装置(4)的刚性结构(8)上的后悬挂件(44a，44b)，

其中，所述前空气动力学结构(24)的托架(40)还装备有安装在所述进气口(32)上的前悬挂件(42)，

所述进气口(32)与所述风扇罩(34)对齐，并且所述进气口(32)相对于所述风扇罩位于前面，

所述风扇罩铰接在所述托架(40)上，所述托架支撑前悬挂件(42)和后悬挂件(44a，44b)，

所述后悬挂件包括两个后半紧固件(44a，44b)，所述两个后半紧固件设置在所述悬挂装置(4)的刚性结构(8)的前部的两侧，所述两个后半紧固件中的每个都被设计为吸收沿着所述发动机(6)的横向方向(Y)和沿着所述发动机的竖直方向(Z)施加的力，并且每个后半紧固件允许沿着所述发动机(6)的纵向方向(X)在所述前空气动力学结构(24)的托架(40)后部与所述刚性结构(8)的前部之间有限的相对位移。

2.根据权利要求1所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述前悬挂件(42)采用前紧固件的形式，所述前紧固件被设计为吸收沿着所述发动机(6)的纵向方向(X)、沿着所述发动机的横向方向(Y)、以及沿着所述发动机竖直方向(Z)施加的力。

3.根据权利要求1所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述两个后半紧固件(44a，44b)相对于所述组件(1)的通过所述发动机(6)的纵向轴线的中平面(P)对称设置。

4.根据权利要求1所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述两个后半紧固件(44a，44b)中的每个都采用环形线性连接的形式，所述环形线性连接对应于沿着发动机纵向方向的球窝连接件和导轨连接件的结合。

5.根据权利要求1至4中任一项所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述托架(40)的后部被所述悬挂装置(4)的刚性结构(8)的前部穿过。

6.根据权利要求1至4中任一项所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述发动机组件包括多个风扇罩铰接件(48)，所述铰接件中的至少一些固定在所述托架(40)上。

7.根据权利要求1至4中任一项所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述悬挂装置(4)还包括多个发动机紧固件，其中一个前发动机紧固件(10)一方面固定到所述刚性结构(8)，另一方面固定到所述发动机(6)的风扇壳(18)。

8.根据权利要求7所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述前发动机紧固件(10)沿所述发动机(6)的纵向方向(X)位于所述前空气动力学结构(24)的托架(40)的所述前悬挂件和后悬挂件之间。

9.根据权利要求1至4中任一项所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述托架(40)包括纵梁(50，54)和刚性连接到所述纵梁的横向结构元件(56，58，60)，所述纵梁和横向结构元件中的每个都与所述空气动力学整流罩(46)接触，并且其特征在于，所述托架(40)还包括至少一个连杆(62)，所述连杆用于吸收沿所述发动机的纵向方向(X)施加的力，所述连杆的两端分别铰接在所述托架(40)的前端的横向结构元件(56)和所述托架(40)的后端的横向结构元件(58)上。

10.根据权利要求9所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述至少一个连杆包括共同形成向后开口的V形的两个连杆(62，62)。

11.根据权利要求1至4中任一项所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述托架(40)与所述发动机之间无直接机械连接。

12.一种飞行器，所述飞行器包括至少一个根据上述权利要求中任一项所述的发动机组件(1)，所述发动机组件组装在所述飞行器的机翼上或机身后部上。

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