CN102015449A - 用于将能量供给装置支承在飞机的结构件上的支承装置和具有支承装置的飞机 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种飞机，其具有：机身，所述机身具有机身件(1)；能量供给装置(E)；至少两个容纳装置(A)，所述容纳装置(A)设置在所述机身件(1)上且用于固定所述能量供给装置(E)；支承装置，所述支承装置用于将所述能量供给装置(E)支承在飞机的结构件上。本发明还涉及一种具有支承装置的飞机，以及一种用于将能量供给装置(E)支承在飞机的结构件上的支承装置和一种具有支承装置的飞机。

Description

用于将能量供给装置支承在飞机的结构件上的支承装置和具有支承装置的飞机

技术领域

本发明涉及一种将能量供给装置支承在飞机的结构件上的支承装置，以及一种具有支承装置的飞机。

背景技术

从WO2006/108028中已知一种用于飞机的辅助动力设备的悬挂装置，借助所述悬挂装置应该达到摆动补偿。悬挂装置能够由多个较小刚性的支承杆形成，其中刚性借助于弹性体支承与辅助动力设备的摆动相匹配。通过支承梁的增加达到总体构造的工作安全性。

此外，从US 2965338和US 274510中已知用于飞机的辅助动力设备的支承装置。

发明内容

本发明的目的是，提供一种用于将能量供给装置支承在飞机的结构件上的支承装置，以及一种具有支承装置的飞机，借助所述支承装置能够改善支承的安全性，并且在此在飞机结构上的加固措施少。

该目的借助独立权利要求的特征得以实现。另外的实施形式在与这些独立权利要求相关的从属权利要求中说明。

根据本发明设有用于将能量供给装置支承在飞机的结构件上的支承装置，所述支承装置具有用于固定能量供给装置的至少两个容纳装置。支承装置具有接受装置，或者通常具有安全支承装置，所述接受装置具有：设置在能量供给装置上的第一保持装置、设置在至少一个在机身件上或者在容纳装置中的至少一个第一容纳装置上的第二保持装置；和用于耦联保持装置的连接装置。第一和第二保持装置的构造能够通过旋转铰链或螺栓/圈环连接实现。接受装置构成为并且适用于在构成用于在第一容纳装置上出现断裂损坏的情况的安全负载路径的情况下保持能量供给装置。在此，连接装置构成为，使得该连接装置在构成安全负载路径时具有如下长度，所述长度比在第一容纳装置的正常状态下在第一保持装置和第二保持装置之间的间距大一定数量，并且在第一容纳装置的正常状态下，连接装置允许能量供给装置相对于结构件进行无阻尼的操作运动和/或振动运动。

在第一容纳装置上出现断裂损坏时，接受装置以该方式保持能量供给装置，使得该能量供给装置——根据飞机总体系统的要求——基于能量供给装置的然后产生的可移动性能够仅导致已预先确定的或允许的最大影响或最大损坏。最大损坏例如也能够为，能量供给装置禁止触及飞机的相邻的结构件。在另一个实施例中，作为最大损坏能够限定为，在该状态下的能量供给装置可以损坏飞机的相邻的结构件，但是禁止击穿飞机的相邻的结构件。在另一个实施例中也能够允许，在该状态下的能量供给装置可以击穿飞机的相邻的结构件。那么当飞机的结构件构成为双层壁时，尤其能够提出该实施例，其中在这种情况下尤其能够提出，能量供给装置只可以击穿结构件的面向能量供给装置的内壁。通过接受装置的根据本发明的解决方案，在任何情况下达到，当分别与该能量供给装置相关联的容纳装置断裂或失灵时，能量供给装置由结构件固定，该能量供给装置在正常状态下借助于容纳装置安装在所述结构件上。

在操作运动中，能量供给装置的相对于容纳装置或机身件的运动特别是基于在操作中作用在飞机上的外部载荷。同样，振动运动为能量供给装置在操作中出现的相对于容纳装置或机身件的运动。

容纳装置尤其能够设置成，使得该容纳装置静止地支承能量供给装置，也就是说，能量供给装置位于机身件的支撑它的区域的上方。在此，容纳装置尤其能够安装在机身的背部上。“上方”是指，在调节飞机时，反向于重力方向看，能量供给装置位于地面上。

接受装置能够构成为，使得该接受装置能够承担作用在结构件和能量供给装置之间的能够传递至少500N的安全负载路径。

此外，接受装置能够构成为，使得该接受装置在相应的容纳装置的正常状态下松弛，并且在构成负载路径时张紧或伸展。在此，接受装置的在能量供给装置上的紧固位置和在结构件上的紧固位置之间的最大长度的量在第一容纳装置折断时且构成安全负载路径时，即在接受装置的缩进或伸展状态下，比在具有第一保持装置和第二保持装置的第一容纳装置的能够运转的状态下在这些紧固位置之间的间距至少大5％。

接受装置尤其能够构成为，使得接受装置的在具有第一保持装置的第一容纳装置的能够运转的状态下在能量供给装置上的紧固位置和在结构件上的紧固位置之间的长度在100mm和500mm之间，并且该长度比接受装置的在构成安全负载路径时或第一容纳装置折断时在紧固位置之间的最大长度短一定数量，所述数量为1mm和100mm之间。

至少一个容纳装置能够具有用于吸收能量供给装置相对于机身件的振动的阻尼装置。在此，阻尼装置尤其能够具有阻尼器壳体和集成在该阻尼器壳体内的阻尼元件，并且容纳装置中的至少一个能够具有用于将阻尼器壳体装配在机身上的在机身侧的紧固件和支架件，所述支架件将阻尼器壳体与能量供给装置耦联。在此能够提出，第一保持装置由第一连接件形成，并且第二保持装置由第二连接件形成，其中第一连接件固定在容纳装置中的至少一个上并且/或者固定在阻尼器壳体和/或机身件上，并且第二连接装置固定在能量供给装置上，并且其中连接件相互耦联成，使得这些连接件可相对彼此运动。

根据另一个实施例，阻尼装置能够具有阻尼器壳体和集成在该阻尼器壳体内的阻尼元件，并且容纳装置中的至少一个具有用于将阻尼器壳体装配在机身件上的在机身侧的支架件和紧固件，所述紧固件将阻尼器壳体与能量供给装置耦联。在此能够提出，第一保持装置由第一连接件形成，并且第二保持装置由第二连接件形成，其中第一连接件固定在能量供给装置上，并且第二连接件固定在容纳装置中的至少一个上，并且/或者固定在阻尼器壳体或机身件上，并且其中连接件相互耦联成，使得这些连接件可相对彼此运动。

根据连接装置的实施例，第一连接件和第二连接件能够借助于螺栓连接相互耦联。根据连接装置的另一个实施例，连接件中的一个能够具有用于可移动地容纳连接件中的另一个的连杆。

根据连接装置的另一个实施例，接受装置或保险装置的连接装置至少部分地柔性地形成，并且在此尤其形成带状。在此，保险装置的连接装置尤其能够具有柔性带。柔性带能够由相互交织的金属丝形成。

连接装置的柔性的部分也能够由链条和/或保持绳索形成。

根据连接装置的另一个实施例，柔性的部分是长度可变化的，并且在此尤其由例如橡胶的可拉伸的或弹性的材料形成。可拉伸的或弹性的材料尤其能够外包层，以便设有部分的最大长度。

根据连接装置的另一个实施例，连接装置能够为长度可变化的，并且由伸缩管形成，所述伸缩管具有止挡装置，借助所述止挡装置可将伸缩管的长度限制到最大长度。

在连接装置的另一个实施例中，连接装置由节杆形成，所述节杆的链节在它们的长度上一个接着一个地被耦联。

此外，连接装置的实施例能够提出，在所述实施例中，连接装置由杠杆构造形成，所述杠杆构造的杠杆设置成，使得杠杆构造能够手风琴状地伸缩。

根据本发明的另一方面，提出一种用于将能量供给装置支承在飞机的结构件上的支承装置，所述支承装置具有用于固定能量供给装置的至少一个容纳装置，所述容纳装置具有用于传递在结构件和能量供给装置之间出现的支承力的支撑装置。支撑装置尤其能够由两个臂部和一个中央螺栓形成。此外，支承装置具有安全支承装置，所述安全支承装置允许能量供给装置的相对于结构件沿一个平移方向或两个平移方向的操作运动和/或振动运动，其中所述允许的相对运动设置成，使得安全支承装置在支撑装置在预先确定的负载路径区域内断裂时，将能量供给装置保持在预先确定的运动区域内，在所述运动区域内，能量供给装置只能够在围绕该能量供给装置的结构内增添预先确定的上述最大效果。

容纳装置根据其在此说明的实施例构成。

支承装置尤其能够构成为，使得相对运动具有在1mm和30mm之间的大小。

在这些实施形式中能够提出，至少一个容纳装置具有用于吸收能量供给装置的相对于机身件的振动的阻尼装置。

支承装置能够借助具有第一连接件和第二连接件的安全支承装置形成，其中第一连接件固定在容纳装置中的至少一个上，并且/或者固定在阻尼器壳体和/或机身件上，并且第二连接件固定在能量供给装置上，并且其中连接件相互耦联，使得这些连接件可相对彼此运动。在此，连接件尤其能够通过螺栓圈环连接相互耦联，使得这些连接件可相对彼此运动。

根据本发明，支承装置通常并且尤其能够连同安全支承装置构成为，使得至少一个容纳装置提供能量供给装置的在两个空间坐标中的支承，并且在此允许在一个空间坐标中的支承自由度。在这种情况下，尤其能够提出，安全支承装置构成为，使得在容纳装置的支撑装置在其预先确定的负载路径区域内断裂时，该安全支承装置承担在容纳装置的支承自由度的方向上的负载路径。以这种方式能够保护在容纳装置上的关键部件的断裂。在该实施例中，安全支承装置补充了容纳装置的支承特性，使得因此能够满足有效的安全功能。

在本发明的这些实施例中，容纳装置尤其能够由在机身侧的紧固件、安装在该紧固件上的支撑件和安装在该支撑件上的至少两个支撑杆形成，在所述支撑杆的端部上分别安装有支承件，所述支承件与能量供给装置的相应的支承位置构成球型支座。

根据本发明的另一方面，提出一中用于将能量供给装置支承在飞机的结构件上的支承装置，其具有用于支承能量供给装置的至少两个容纳装置，

●其中第一容纳装置构成用于能量供给装置的支承位置，所述支承位置在全部三个空间坐标内支承该能量供给装置，并且第一容纳装置与接受装置相关联，当在第一保持装置上出现断裂损坏时，所述接受装置适用于在构成安全负载路径的情况下保持能量供给装置，其中连接装置在构成安全负载路径时具有如下长度，所述长度比在第一容纳装置的正常状态下在第一保持装置和第二保持装置之间的间距大一定数量，并且在第一容纳装置的正常状态下，连接装置允许能量供给装置相对于结构件进行无阻尼的操作运动和/或振动运动；

●至少一个第二容纳装置提供能量供给装置的在两个空间坐标中的支承，并且在此允许在一个空间坐标中的支承自由度，并且第二容纳装置与安全支承装置相关联，安全支承装置适合在容纳装置的支撑装置在其预先确定的负载路径区域内断裂时，承担在容纳装置的支承自由度的方向上的负载路径。

根据本发明的另一方面，提出一种飞机，其具有：

●带有机身件的机身，所述机身件具有空间；

●设置在空间内的能量供给装置；

●支承装置，所述支承装置根据本发明的实施例中的任一个形成。

在能量供给装置在飞机或飞机的也称为“机体”的支承结构中的结构整合方面，容纳装置中的至少一个设置在结构构件上或支承结构的机身件上或支承结构上的一个上。在此，容纳装置尤其能够具有安装在机身件上的凸缘。结构构件或机身件能够为支承构件。支承构件尤其能够为隔框。

能量供给装置尤其能够设置在位于飞机的压力舱外的机身件上。在此，此外能够提出，能量供给装置设置在形成在机翼和机身之间的过渡部的外壳内。

能量供给装置也能够设置在位于飞机的机翼之间的机身件上。可替代或可附加地能够提出，能量供给装置设置在位于机翼的降落襟翼的伸出区域之间的机身件上。

根据本发明提出一种飞机，其具有：

●带有机身件的机身；

●能量供给装置；

●在机身上设有的用于固定能量供给装置的至少两个容纳装置

●保险装置或接受装置，具有：设置在能量供给装置上的第一保持装置；设置在至少一个具有机身件或具有容纳装置中的至少

一个上的第二保持装置；以及用于耦联保持装置的连接装置，其中保险装置构成为，使得该保险装置允许在保持装置之间的操作运动和/或振动运动。

飞机尤其能够为上单翼飞机。在此，能量供给装置能够设置在位于机翼后面的机身件上。通过根据本发明的解决方案或支承装置，避免能量供给装置从空间内掉出。不必在飞机的机身结构或支承结构上采取另外的在结构上的特殊措施。因此例如能够借助简单的机构防止在飞机上的灾难性的损坏，并且尤其是在机翼上的降落襟翼或控制襟翼的损坏。

此外，飞机能够为下单翼飞机。在此能量供给装置尤其能够设置在位于机翼上方的机身件上。

根据本发明提出的能量供给装置尤其能够由如下部分组成：

●带有输出轴的燃气轮机发动机；

●耦联在该燃气轮机发动机上的压缩空气压缩机，所述压缩空气压缩机的驱动轴与燃气轮机发动机的输出轴耦联。

借助本发明，提出一种具有用于能量供给装置的隔舱、设置在隔舱内的能量供给装置和用于在正常运转状态下将能量供给装置保持或固定在机身件上容纳装置的飞机，在所述飞机中，为了固定能量供给装置需要只是最小的在结构上的加固措施，并且在所述飞机中，通过设有保险装置，在容纳装置损坏时，能够限制围绕能量供给装置的结构损坏，并且能够使其降到最低程度。

附图说明

在下面，借助于附图说明本发明的实施例，附图示出：

●图1示出在相应的隔舱内的能量供给装置的根据本发明的实施例设有的支承的从斜上方观察的立体图，其中隔舱的壁部透明地示出；

●图2示出根据本发明的飞机的空间的立体图，在所述空间内存在能量供给装置和用于固定能量供给装置的容纳装置；

●图3a示出用于将能量供给装置固定在机身上的容纳装置的实施例的立体图，其中容纳装置具有阻尼装置；

●图3b示出用于将能量供给装置固定在机身上的容纳装置的另一个实施例的立体图，其构成为多杆容纳装置；

●图4示出用于将能量供给装置固定在机身上的容纳装置的又一个实施例的立体图、连接有能量供给装置的两个紧固杆和根据本发明设有的保险装置的实施例；

●图5示出根据图4的在集成在机身件上的状态下的容纳装置的实施例的立体图；

●图6示出在集成在机身件上的状态下的具有根据本发明设有的保险装置的另一个实施例的容纳装置的另一个实施例的立体图。

具体实施方式

根据本发明，提出一种具有能量供给装置E的飞机，所述能量供给装置尤其具有燃气轮机发动机3和可选地发电机的组合体，所述发电机用于产生例如用于在飞机停在地面上时给飞机系统供电的电流，并且可选地用于产生用于启动发动机的压缩空气。能量供给装置E也能够在飞行时用于尤其是在发动机失灵的情况下使飞机发动机卸载，即通过该能量供给装置在这种情况下给飞机消耗装置供电。在能量供给装置E上设置有排气管4、进气口5和压缩空气压缩机6。能量供给装置E设计成，借助于容纳装置A安装在机身结构的机身件1上且安装在多个，即至少两个支承位置上。在损坏情况下，在存在于支承装置上的负载路径破坏时，能量供给装置E能够脱离机身或机身件1，并且在运行时损坏机身。

在图1中示出设置在飞机尾部的构件1内的空间，其具有设置在其中的能量供给装置E，所述能量供给装置借助容纳装置A固定在结构件1上。在图2中，具有与在图1中示出的部件类似的功能的部件设有相同的附图标记。

根据本发明的用于将能量供给装置E支承在飞机的结构件上的支承装置具有用于固定能量供给装置E的至少两个容纳装置A。一个或两个容纳装置A能够构成为多杆装置，并且在此尤其构成为如图4和5的多杆装置。

在支承装置的在图1中示出的实施例中示出三个容纳装置A、A2，所述容纳装置分别构成为分别具有用于在机身侧支承能量供给装置E的支撑杆12a、12b的多杆装置。在此，一个或多个容纳装置也能够构成有两个以上的支撑杆，并且尤其构成为如图3b或4或5的支撑杆。在支承装置的实施例中，至少一个容纳装置A提供能量供给装置E的在两个空间坐标内的支承，并且在允许在一个空间坐标内的支承自由度。

在支承装置的在图2中示出的实施例中示出三个容纳装置A1、A2、A3。在此，第一容纳装置A1形成用于能量供给装置E的支承位置，使得支承位置在全部三个空间坐标内保持该能量供给装置。此外，在该实施例中，第二容纳装置A2和第三容纳装置A3构成为多杆装置。这些容纳装置尤其能够分别构成为，使得这些容纳装置提供能量供给装置E的在两个空间坐标的支承，并且在此允许在一个空间坐标内的支承自由度。容纳装置将能量供给装置E保持为，使得能量供给装置E以悬挂的方式支承在这些容纳装置上。根据图2的实施例，容纳装置A设计成，使得这些容纳装置静止地支承能量供给装置E。

在本文中使用的概念“悬挂的”、“静止的”、“上”、“下”涉及飞机自身的坐标系，其中当飞机在地面上时，依据乘客或飞行员的视角，“下”应该表示朝着地面的方向。该方向(向下)相当于通常固定的飞机自身的坐标系的正的Z_F方向。在图1和2中引入具有坐标轴X_F-Y_F-Z_F的分别相关联的飞机坐标系，其中X_F轴为飞机的纵轴线。

图1和2详细地示出能量供给装置空间9或辅助动力单元(APU)隔舱。此外，能量产生装置E位于隔舱9内，所述能量产生装置能够为燃气轮机或马达，所述燃气轮机能够为APU。在图1中示出燃气轮机作为能量产生装置E，所述燃气轮机与发电机连接，并且驱动该发电机。发电机产生电流，所述电流提供给飞机，特别是用于在飞机停在地面上时给飞机系统供电。同样，能量产生装置能够具有引气压缩机，所述引气压缩机压缩空气并且例如用于启动主发动机，并且/或者引导到飞行器机舱或其它耗电器上。通常，用相同的燃料供给和驱动涡轮，在此能够使用不同于主油箱的油箱。虽然能量产生装置E为马达，但是另一种动力燃料也能够用作飞行燃料。

在图2的实施形式中，容纳装置A分别具有阻尼装置，所述阻尼装置分别具有阻尼器壳体13，在所述阻尼装置上设置有支撑臂12a、12b。

在图3a中示出容纳装置A1的实施例，所述实施例例如使能量产生装置E与飞机的结构件1连接，并且所述实施例尤其构成为容纳装置，使得该容纳装置为用于能量供给装置E的支承位置，所述容纳装置在全部三个空间坐标内保持该能量供给装置E。容纳装置A具有在机身侧的紧固板14和在供给装置侧的紧固板15。在此，在机身侧的紧固板14牢固地与阻尼器壳体13连接，所述阻尼器壳体具有已知的阻尼装置。在此，例如能够通过可压缩的气体、通过弹簧、紧凑式弹性体或流体阻尼导致减振，在所述流体阻尼中，例如流体在负载时才能够从第一容器通过阀被挤压到第二容器内，并且在卸载时抽回到第一容器内。与阻尼器壳体13耦联的是支承杆16。支承杆16通过支架件17同样与在供给装置侧的紧固板15耦联，使得在机身侧的紧固板14通过支承杆16直接或间接地经由阻尼装置或阻尼器壳体13与在供给装置侧的紧固板15连接。在供给装置侧的紧固板15上或在支架件17上或在能量供给装置E上直接固定的或在这些部件中的一个上固定的部件能够加强根据本发明设有的作为安全支承装置的实施例的接受装置10(未在图3a中示出)的实施例，所述安全装置在能量产生装置E或结构的支架件17、支承杆16或阻尼器壳体13松开的情况下，导致能量产生装置E继续保持连接在结构件1上，所述连接夹住能量产生装置E并且导致，支架件17和能量产生装置E的连接的松开或者支架件17和结构件1的连接的松开不导致，能量产生装置E是不安全的并且可在损坏的固定点沿每个方向自由地运动。

支架件17能够铰接地并且借助于球接头耦联在支承杆16上。

在容纳装置A的在图3a中所示的实施例的变形方案中，在紧固板14上能够安装能量供给装置E，并且紧固板15安装在机身件1上。

在图3b中示出容纳装置A的另一个实施例。在图3b中的实施例中，容纳装置A具有紧固配件30，在所述紧固配件上耦联有用于固定能量产生装置E的紧固板15，并且支撑杆或连接杆31、32从所述紧固配件伸出，借助所述支撑杆或连接杆，紧固配件30能够固定在结构侧。连接杆的在结构侧的固定能够分别借助于连接元件或以其它方式实现。在连接31、32的结构侧的固定尤其能够构成为，使得这些连接杆分别构成球接头。根据实施例，至少一个容纳装置A提供能量供给装置E的在两个空间坐标内的支承，并且在此允许在一个空间坐标中的支承自由度。在紧固配件30上也能够集成具有阻尼器壳体13的阻尼装置。在紧固板14或支架件17上能够固定有保险装置10的第一保持装置H1。

根据图6，根据本发明设有的保险装置10具有耦联在能量供给装置E上的第一保持装置H1、耦联设置在机身件1上的容纳装置A中的至少一个的第二保持装置H2，并且此外具有用于耦联保持装置H1、H2的连接装置H3。在此根据本发明，保险装置10构成为，使得该保险装置允许在保持装置H1、H2之间的操作运动或振动运动。在此，容纳装置A1尤其能够构成为，使得该容纳装置形成用于能量供给装置E的支承位置，所述支承位置在全部三个空间坐标内支承该能量供给装置。

在图4和5中示出具有保险装置或安全支承装置10的容纳装置A。安全支承装置构成为，使得该安全支承装置允许能量供给装置E相对于结构件沿一个平移方向或两个平移方向的操作运动和/或振动运动，其中所述允许的相对运动设置成，使得安全支承装置在支撑装置在预先确定的负载路径区域内断裂时，将能量供给装置E保持在预先确定的运动区域内，在所述运动区域内，能量供给装置E只能够在围绕该运动区域的结构内增添预先确定的上述最大效果。相对运动尤其能够具有在1mm和30mm之间的大小。

第一保持装置H1由紧固装置或具有紧固凸耳或简称为凸耳11a的形式的连接件形成，所述凸耳通过连接元件11c与具有连接件或紧固装置的形式的第二保持装置H2连接，所述紧固装置具有在紧固板15上凸耳或支架件11b的形式。借助于连接元件实现的连接例如能够为螺钉连接、铆钉连接或开口销连接。在图4中示出螺栓连接。也能够使用例如卡圈的另一种紧固连接来替代紧固凸耳。也就是说，能够为可拆卸的或不可拆卸的连接，其中所有已知的适合的连接方案都包括在本发明的范围内。与能量供给装置E耦联的紧固装置通常通过连接装置与如下紧固装置耦联，所述耦联装置与同机身件1耦联的例如紧固板14的紧固件14连接。

为了在机身侧固定能量供给装置E，尤其能够设有支撑杆12、12a、12b。为此，在支撑杆12a、12b的端部上分别设置有支承件12c或12d，所述支承件与设置在结构件上的相应的支承件配合。分别配合的支承件能够在图4、5中示出的容纳装置A2或A3中构成为，使得这些支承件构成球型支座。此外，通过支撑臂12a、12b形成的支承能够构成能量供给装置E的在两个空间坐标内的支承，所述支承允许在一个空间坐标内的支承自由度。在此，安全支承装置尤其能够构成为，使得在容纳装置A的支撑装置在其预先确定的负载路径区域内断裂时，该安全支承装置承担在容纳装置的支承自由度的方向上的负载路径。

在容纳装置A2或A3的在图4和5中示出的实施例中，容纳装置处于正常状态。因此尤其是当在容纳装置上的负载路径不存在断裂时，负载路径从在机身侧的紧固件14经由在其上刚性地安装的尤其具有支柱形式的支撑装置S且经由桥状件11和耦联在桥状件内的支撑臂12a、12b延伸到结构件内。

在此，根据本发明在紧固装置之间的耦联设计成，使得这些紧固装置允许在紧固装置11a、11b或在保持装置H1、H2之间的操作运动和/或振动运动。在图4中示出的实施例中，紧固凸耳11a连同在与紧固板14连接的支架件11b内的圈环或凹部形成保险装置10的连接装置H3。在紧固凸耳11a上设置有连接元件11c，所述连接元件穿过圈环。连接元件11c尤其能够为螺钉或螺栓，所述螺栓穿过紧固凸耳11a的相应的孔，并且用作用于连接元件的支座。根据保持装置H1的构造，也能够设有多个凸耳(图4)。根据图4设有两个凸耳状的保持件11a，支架件11b部分地位于所述保持件内，其中紧固凸耳的圈环和孔重叠，使得连接元件11c穿过孔和圈环，以便将第二保持装置H2与第一保持装置H1耦联。圈环构成为比孔大并且构成为，使得第二保持装置H2或支架件能够根据圈环的尺寸与孔的尺寸或连接元件的横截面的尺寸的比例在该位置上运动，并且使得允许在保持装置之间的操作运动和/或振动运动

紧固凸耳11a也能够连同连接装置H3一体地形成。在此，连接元件11c尤其能够与紧固装置11a一体地形成。此外在此，如在图6所示，尤其是替代连接元件11c，连接装置H3具有金属丝、绳索、链条、带的形状，或者具有任何其它形状，所述形状允许能够以拉力和弯曲高负载地安全地连接。

保险装置10的所有部分并且尤其是连接装置H3必须具有相对于弯曲负载和拉力负载的高的稳定性，所述连接装置在图5中示出的实施例中尤其由两个紧固凸耳11a和支架件11b形成。此外，这些装置必须由如下材料形成，所述材料例如在带的情况下在隔舱9内尽可能长地抵抗热负载，也就是说，在尽可能长的时间间隔上保持具有功能性。在本文中，具有功能性是指，连接装置H3满足其连接功能。

保险装置10的在图5中示出的实施例以与保险装置10的在图4中示出的实施例相同地形成。为了使保险装置能够不在正常工作时限制能量产生装置E的允许的运动，连接装置H3形成为，使得能量产生装置E或其壳体能够进行相对于容纳装置和/或机身件1的相对运动。

第一保持装置H1或紧固件11a与基件20连接，在所述基件上安装有保持臂12，所述保持臂具体配有附图标记12a、12b。另一方面，在保持臂12上安装有能量供给装置E。保持臂12能够与基件20连接成一体，或制造成一个部分。可替代的是，保持臂12能够铰接在基件20上。在特殊的实施形式中，也能够设有仅一个保持臂12或两个以上的在图4中示出的保持臂1。根据图5的实施例，为了将连接杆12与基件20连接，在该基件上构成有两个侧凸耳，从所述侧凸耳中伸出两个支撑杆12。支撑杆12在它们的在阻尼器外壳侧的端部上同样具有孔，借助所述孔，这些支撑杆可通过螺栓、螺钉、铆钉或开口销与能量产生装置E连接。

根据另一个实施例，保险装置10的连接装置H3至少部分地柔性地构成，所述保险装置并且例如借助由金属丝编成的软管形成。图6示出这样的根据本发明的保险装置10，所述保险装置一方面固定在机身件1的配件上，并且另一方面固定在能量产生装置E上。在图6中示出安装在隔舱内的根据本发明的保险装置10，其具有与能量产生装置E连接的第一保持装置H2和与飞机的结构件2连接的第二保持装置H2。两个保持装置H12、H2通过连接装置H3连接，所述连接装置例如为带、绳索或链条，其能够为弹性的和/或可拉伸的。

如果连接装置H3构成为带、绳索或链条，那么连接装置H3具有必需的长度更长的长度，以便连接紧固点，或者将保险装置10的在能量供给装置E上的第一保持装置H1与紧固点连接，或者连接保险装置10的在飞机结构上的第一保持装置H1，也就是说，该长度大于这些紧固点的间距。也就是说，带链条或绳索在该情况下容易下垂。在能量供给装置E通过振动或摆动产生相对于飞机结构的运动时，——在所述运动中，在保险装置10的两个紧固点之间的间距能够减少——，那么连接装置H3能够继续下垂，也就是说，挠度变大。在两个紧固点的相互间距变大时，挠度相反变小。

显而易见，连接装置H3通常由可拉伸的材料组成。这能够在连接装置H3的两部分的实施方式和具有柔性部分的连接装置H3的实施方式中提出。在此，可拉伸性能够依据形成连接元件的材料的材料性质，但是可拉伸性也能够通过连接装置H3的连接件的结构类型建立。这也能够在借助于图5说明的部件中提出。例如金属的链节相互连接成，使得它们弹性地预张紧，使得连接装置H3具有最短的必需的长度，所述长度允许能量供给装置E进行上述运动，而没有负载传递或力传递。那么在飞机的静止状态下，这些元件已经克服复位力容易地预张紧。如果现在保险装置10的被考虑的紧固点的相互间距变大，那么连接装置H3能够继续拉伸，紧固点的间距变短并且连接装置H3拉紧。

除了连接件9的这些所述实施形式外，也能够出现所述实施方式的组合。例如，连接装置H3能够在保险装置10的紧固点之间的间距变大时拉伸，但是在变短时下垂，如上所述。

连接装置H3能够由可相对彼此运动的两部分形成。例如，连接装置H3能够由两个杆形成，所述杆分别与保险装置10的紧固点或保持装置H1、H2耦联，并且在此能够以例如球接头的铰链与这些紧固点或保持装置连接。通过这样的连接，两个杆具有运动自由性，在所述运动性中，这些杆不吸收由于能量供给装置E的相对于结构的运动在正常状态下产生的力。如果两个杆的在连接点中的一个上的沿确定的方向的运动受到限制或不被允许，那么这能够在相关的球接头的结构和实施方式中例如通过设有相应的限制器来考虑。

如果连接装置H3由两部分形成，那么连接装置H3也能够构成为，使得在压力负载情况下，部分中的一个插入另一个中，并且在拉力负载情况下抽出。在此，抽出必须限制在最大的距离上，但是所述距离通常只是在能量供给装置E、保险装置间的和/或结构件和保险装置10之间的连接点中的一个上出现损坏时达到。如果保险装置10除了纯纵向运动外，还具有另外的运动自由度，那么这些点再次如上所述构成为铰链轴承，并且尤其是构成为球轴承。

根据本发明的另一方面，提出一种用于将能量供给装置E支承在飞机的结构件上的支承装置，其具有用于固定能量供给装置E的至少两个容纳装置A，

●其中第一容纳装置A1构成用于能量供给装置E的支承位置，所述支承位置在全部三个空间坐标内支承该能量供给装置，并且第一容纳装置A1与接受装置10相关联，当在第一保持装置上出现断裂损坏时，所述接受装置适用于在构成安全负载路径的情况下保持能量供给装置，其中连接装置H3在构成安全负载路径时具有如下长度，所述长度的量大于在第一容纳装置A1的正常状态下在第一保持装置H1和第二保持装置H2之间的间距，并且在第一容纳装置A1的正常状态下，连接装置H3允许能量供给装置E相对于结构件进行无阻尼的操作运动和/或振动运动；

●其中至少一个第二容纳装置A2、A3提供能量供给装置E的在两个空间坐标中的支承，并且在此允许在一个空间坐标中的支承自由度，并且第二容纳装置A2、A3与安全支承装置相关联，安全支承装置适合在容纳装置A的支撑装置在其预先确定的负载路径区域内断裂时，承担在容纳装置A的支承自由度的方向上的负载路径。

Claims (23)

1.一种用于将能量供给装置(E)支承在飞机的结构件上的支承装置，其具有用于固定所述能量供给装置(E)的至少两个容纳装置(A)，其特征在于，

●所述支承装置具有接受装置(10)，所述接受装置(10)具有：设置在所述能量供给装置(E)上的第一保持装置(H1)；设置在至少一个在所述机身件(1)上或者在所述容纳装置(A)中的至少一个第一容纳装置(A1)上的第二保持装置(H2)；和用于耦联所述保持装置的连接装置(H3)；

●当在所述第一容纳装置(A1)上出现断裂损坏时，所述接受装置(10)适用于在构成安全负载路径的情况下保持所述能量供给装置(E)，其中所述连接装置(H3)在构成安全负载路径时具有如下长度，所述长度比在所述第一容纳装置(A1)的正常状态下在所述第一保持装置(H1)和所述第二保持装置(H2)之间的间距大一定数量，并且在所述第一容纳装置(A1)的正常状态下，所述连接装置(H3)允许所述能量供给装置(E)相对于所述结构件进行无阻尼的操作运动和/或振动运动。

2.如权利要求1所述的支承装置，其特征在于，所述接受装置(10)构成为，使得所述接受装置能够承担作用在所述结构件和所述能量供给装置(E)之间的能够传递至少500N的安全负载路径。

3.如前述权利要求中任一项所述的支承装置，其特征在于，在构成所述安全负载路径时所述接受装置(10)的在所述能量供给装置(E)上的所述紧固位置和在所述结构件上的所述紧固位置之间的最大长度的量比在具有所述第一保持装置(H1)和所述第二保持装置(H2)的所述第一容纳装置(A1)的能够运转的状态下在这些紧固位置之间的间距至少大5％。

4.如权利要求1、2或3中任一项所述的支承装置，其特征在于，所述接受装置(10)的在具有所述第一保持装置(H1)的所述第一容纳装置(A1)的能够运转的状态下在所述能量供给装置(E)上的所述紧固位置和在所述结构件上的所述紧固位置之间的长度在100mm和500mm之间，并且所述长度比所述接受装置(10)的在构成所述安全负载路径时在所述紧固位置之间的所述最大长度短一定数量，所述数量为1mm和100mm之间。

5.如前述权利要求中任一项所述的支承装置，其特征在于，所述接受装置(10)的所述连接装置(H3)至少部分地由柔性的带形成。

6.如前述权利要求中任一项所述的支承装置，其特征在于，长度可变化地形成。

7.如前述权利要求中任一项所述的支承装置，其特征在于，所述第一容纳装置(A1)为用于所述能量供给装置(E)的支承位置，所述支承位置在全部三个空间坐标内保持所述能量供给装置(E)。

8.一种用于将能量供给装置(E)支承在飞机的结构件上的支承装置，具有：

●用于固定所述能量供给装置(E)的至少一个容纳装置(A)，所述容纳装置(A)具有用于传递在所述结构件和所述能量供给装置(E)之间出现的支承力的支撑装置；

●安全支承装置，所述安全支承装置允许所述能量供给装置(E)的相对于所述结构件沿一个平移方向或两个平移方向的操作运动和/或振动运动，其中所述允许的相对运动设置成，使得所述安全支承装置在支撑装置在预先确定的负载路径区域内断裂时，将所述能量供给装置(E)保持在预先确定的运动区域内，在所述运动区域内，所述能量供给装置(E)只能够在围绕所述能量供给装置的结构内增添预先确定的最大效果。

9.如权利要求8所述的支承装置，其特征在于，所述相对运动具有在1mm和30mm之间的大小。

10.如前述权利要求8或9中任一项所述的支承装置，其特征在于，所述至少一个容纳装置(A)具有用于吸收所述能量供给装置(E)的相对于所述机身件(1)的振动的阻尼装置。

11.如前述权利要求8至10中任一项所述的支承装置，其特征在于，所述安全支承装置由第一连接件(11a)和第二连接件(11b)形成，其中所述第一连接件(11a)固定在所述容纳装置(A)中的至少一个上，并且/或者固定在阻尼器壳体(13)和/或所述机身件(1)上，并且所述第二连接件(11b)固定在所述能量供给装置(E)上，并且其中所述连接件(11b)相互耦联，使得这些连接件可相对彼此运动。

12.如权利要求11所述的支承装置，其特征在于，所述连接件(11a、11b)通过螺栓圈环连接(11a、11b、11c)相互耦联，使得这些连接件能够相对彼此运动。

13.如前述权利要求8至12中任一项所述的支承装置，其特征在于，所述至少一个容纳装置(A)提供所述能量供给装置(E)的在两个空间坐标中的支承，并且在此允许在一个空间坐标中的支承自由度。

14.如前述权利要求8至13中任一项所述的支承装置，其特征在于，所述安全支承装置在所述容纳装置(A)的所述支撑装置在其预先确定的负载路径区域内断裂时，承担在所述容纳装置(A)的支承自由度的方向上的负载路径。

15.如前述权利要求8至14中任一项所述的支承装置，其特征在于，所述容纳装置(A)由在机身侧的紧固件(14)、安装在该紧固件上的支撑件(S)和安装在该支撑件上的至少两个支撑杆(12a、12b)形成，在所述支撑杆(12a、12b)的端部上分别安装有支承件(12c、12d)，所述支承件(12c、12d)与所述能量供给装置(E)的相应的支承位置构成球型支座。

16.一种用于将能量供给装置(E)支承在飞机的结构件上的支承装置，具有用于固定所述能量供给装置(E)的至少两个容纳装置(A)，其特征在于，

●第一容纳装置(A1)构成用于所述能量供给装置(E)的支承位置，所述支承位置在全部三个空间坐标内支承所述能量供给装置，并且所述第一容纳装置(A1)与接受装置(10)相关联，

当在所述第一保持装置(H1)上出现断裂损坏时，所述接受装置(10)适用于在构成安全负载路径的情况下保持所述能量供给装置(E)，其中所述连接装置(H3)在构成安全负载路径时具有如下长度，所述长度比在所述第一容纳装置(A1)的正常状态下在所述第一保持装置(H1)和所述第二保持装置(H2)之间的间距大一定数量，并且在所述第一容纳装置(A1)的正常状态下，所述连接装置(H3)允许所述能量供给装置(E)相对于所述结构件进行无阻尼的操作运动和/或振动运动；

●至少一个第二容纳装置(A2、A3)提供所述能量供给装置(E)的在两个空间坐标中的支承，并且在此允许在一个空间坐标中的支承自由度，并且所述第二容纳装置(A2、A3)与所述安全支承装置相关联，所述安全支承装置适合在容纳装置(A)的所述支撑装置在其预先确定的负载路径区域内断裂时，承担在所述容纳装置(A)的支承自由度的方向上的负载路径。

17.一种飞机，具有：

●带有机身件(1)的机身，所述机身件具有空间(13)；

●设置在所述空间(13)内的能量供给装置(E)；

●支承装置，所述支承装置根据权利要求1至16中的任一项形成。

18.如权利要求17所述的飞机，其特征在于，所述容纳装置(A)设置成，使得所述容纳装置静止地支承所述能量供给装置(E)。

19.如权利要求17或18中任一项所述的飞机，其特征在于，所述容纳装置(A)安装在所述机身件(1)的背部上。

20.如权利要求19所述的飞机，其特征在于，内部设置有所述能量供给装置(E)的所述空间(13)形成在机翼部分、机身部分和外壳件之间，所述外壳件形成在机翼和机身之间的过渡部。

21.如前述权利要求17至20中任一项所述的飞机，其特征在于，所述飞机是上单翼飞机。

22.如前述权利要求17至21中任一项所述的飞机，其特征在于，所述空间(13)设置在所述飞机的尾部区域内。

23.如前述权利要求中任一项所述的飞机，其特征在于，所述能量供给装置(E)具有：

●带有输出轴的燃气轮机发动机；

●耦联在所述燃气轮机发动机上的压缩空气压缩机，所述压缩空气压缩机的驱动轴与所述燃气轮机发动机的所述输出轴耦联。

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