CN102026871B - 包括具有圆形或椭圆形截面的箱体的用于飞行器发动机的悬挂架 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于飞行器的发动机悬挂架，其包括刚性结构(10)，所述刚性结构具有由一个或多个空心部分(28、30、32)形成的箱体(24)。根据本发明，至少一个空心部分具有椭圆形或者圆形的截面。

Description

包括具有圆形或椭圆形截面的箱体的用于飞行器发动机的悬挂架

技术领域

本发明一般涉及用于飞行器的发动机(例如涡轮喷气发动机)的悬挂架。此类型悬挂架也被称为EMS(engine mounting structure，发动机安装结构)，并且此类型悬挂架例如允许通过包括多个发动机紧固件的安装系统将涡轮喷气发动机悬挂在飞行器机翼下面。

背景技术

实际上，此类悬挂架被设计为用来形成发动机(例如涡轮喷气发动机)与飞行器机翼之间的连接界面。这允许将由相关涡轮喷气发动机产生的力传递至该飞行器的结构，并且还允许在发动机与飞行器之间提供燃料、电、液压和空气系统的通路。

为了传递力，悬挂架包括通常为“箱体”类型的刚性结构(也被称为主要结构)，其通过上、下翼梁和两个侧板的组装而形成，优选地通过螺栓类型的固定装置，将它们连接至位于箱体的内部空间中的横肋。因此，在横截面方面，此箱体的横截面一般是正方形或者矩形。

该方案的缺点在于难以实现箱体在尺寸方面令人满意的折中，为了限制它所浸入的辅助流中所产生的阻力，箱体要足够小，而为了将发动机力传递至飞行器机身，箱体又要足够大。

发明内容

因此，本发明的目的是提出一种用于飞行器的发动机的悬挂架，其至少部分地克服上面针对现有技术的实施例所提及的缺点，并且还提供了一种具有至少一个此类悬挂架的用于飞行器的发动机组件。

为达此目的，本发明的目的是提供一种用于飞行器的发动机的悬挂架，所述悬挂架包括刚性结构，所述刚性结构具有由一个或者多个空心部分(空心段，hollow segment)形成的箱体。根据本发明，至少一个空心部分具有椭圆形或者圆形的截面。

因此，本发明公开了一种设计，该设计完全不同于悬挂架的刚性结构通常所用的设计，因为它在形状上是圆的，并且更特别地，它具有圆形或者椭圆形截面。选择此形状是因为其所实现的紧密性，并且还因为它具有非常好的机械特性，尤其因为在互相垂直的三个主方向上具有高惯性模量，这三个主方向对应于主应力模式，即，竖直弯曲、横向弯曲和扭曲。因此，该创新方案有利地允许提供箱体在尺寸方面令人满意的折中，对限制它所浸入的辅助流中所产生的阻力来说箱体是足够小的，而对于将发动机力传递至飞行器机身来说箱体是足够大的。

优选地，至少一个空心部分在形状上近似是截锥形或者近似是圆柱形，其横截面在形状上是椭圆形或者圆形。当然，此类型的部分能够与任意形状的另一部分组合。

优选地，悬挂架包括多个空心部分，在所述空心部分的前端和后端处彼此相连。

在这种情况下，至少一个空心部分的前端和后端中的至少一个是相对于箱体的内部空间向外伸出的固定凸缘的形式。显然，优选地，此固定凸缘被连接至所述箱体的直接连续的部分上与之相对设置的类似凸缘。

优选地，两个直接连续的空心部分通过它们的两个相对的固定凸缘相互抵压地组装到一起，并且通过相对于箱体的内部空间在外部布置的固定装置来固定。

此方案还不同于现有技术中具有矩形或者正方形横截面的箱体的方案，在现有技术的该方案中，通常提供多个通向箱体内部的入口以便安装和组装用于此箱体的部件的固定装置。例如，这些入口可以是形成于梁和面板上的“门”或者“开口”形式。然而，不管所采用的设计如何，对于操作员来说进入总是很困难，这增加了组装和制造时间。

另一方面，所采用的悬挂架设计不再需要箱体内部有任何入口以将所述固定装置安放到位，因为待组装的部分相对于箱体的内部空间位于外部。因此，有利地缩短了组装时间，这特别是因为由执行此任务的操作员所完成的工作变得更容易。

应注意的是，优选地，箱体没有任何内部肋，尽管在不超出本发明范围的前提下也可提供此类肋。然而，一般来说可使用封闭箱体的前、后肋，所述前、后肋位于此箱体的相对纵向端上，因此对于将要固定它们的操作员来说能够容易地进入。

优选地，所述固定装置是螺栓或者铆钉。

同样优选地，悬挂架包括具有圆形横截面的近似截锥形的前部空心部分，和支撑所述前部空心部分的中央空心部分，此中央空心部分近似为圆柱形的，其截面为椭圆形，该椭圆形的轴线相对于所述前部空心部分的轴线倾斜且相交。此构造有利于这两部分之间的连接。此外，对于主要部分，这允许使用椭圆形横截面且因此将椭圆的主轴沿施加至箱体的最大载荷的方向(通常是高度方向)定向。

最后，所述内部空间可以是用于压缩空气通过的管道的形式，该压缩空气优选地从发动机排出并且将被供给到飞行器内部，例如以满足飞行器的增压需求。可替换地，压缩空气管道能够被布置为穿过箱体的内部空间。

本发明的另一目的是提供一种用于飞行器的发动机组件，所述发动机组件包括发动机和如上面所描述的发动机的悬挂架。最后，本发明的另一目的是提供一种飞行器，其包括至少一个所述发动机组件。

在阅读以下给出的详细的非限定性描述后，本发明的其它优点和特征将显现出来。

附图说明

将参照附图进行此描述，其中：

图1示出了根据本发明一个优选实施例的用于飞行器的发动机组件的侧视图；

图2示出了图1中所示的发动机组件的悬挂架的刚性结构的透视图；

图3示出了图2中所示的悬挂架的刚性结构的纵向截面图；

图4a至4c分别是沿图3中的线IVa-Iva至IVc-IVc截取的截面图；

图5示出了与图3相似的视图，其中刚性结构具有本发明另一优选实施例的形式；以及

图6a至6c分别是沿图5中的线VIa-VIa至VIc-VIc截取的截面图。

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，其被设计为固定在此飞行器的机翼3下面，此组件1具有本发明优选实施例形式的悬挂架4。

总体上，此发动机组件1包括发动机(例如涡轮喷气发动机)2和悬挂架4，具体地，悬挂架具有刚性结构10和安装系统11，该安装系统11包括多个发动机紧固件6、8和用于吸收由涡轮喷气发动机2产生的推力的装置9，因此安装系统11被设置在发动机与上面所提及的刚性结构10(也被称为主要结构)之间。应注意的是，组件1将要被发动机舱(未示出)包围，并且悬挂架4包括用于将此组件1悬挂在飞行器机翼下面的另一组紧固件13，所述紧固件13连接至此机翼的前梁(未示出)。

按照惯例，在以下描述中，X方向表示悬挂架4的纵向方向，也可将其看作是涡轮喷气发动机2的纵向方向，此X方向平行于此涡轮喷气发动机2的纵向轴线5。另外，Y表示相对于悬挂架4横向定向的方向，并且可将其看作是与涡轮喷气发动机2的横向方向相同，并且Z是竖直方向或者高度方向，X、Y和Z这三个方向互相垂直。

另外，术语“前”和“后”应当被认为是相对于飞行器的前进方向，飞行器的前进是由于涡轮喷气发动机2所施加的推力所引起的，此方向由箭头7示意性地示出。

在图1中，可看见仅示出了悬挂架4的推力吸收装置9、发动机紧固件6、8以及刚性结构10。此悬挂架4的其它部分(例如飞行器机翼下面的刚性结构10的悬挂装置，或者用于系统的分离和维护且同时支撑空气动力学整流罩的辅助结构)未示出。

涡轮喷气发动机2在前端处设有限定环形风扇管道14的大尺寸的风扇罩12，并且向后设有更小尺寸的中央罩16，该中央罩16封闭此涡轮喷气发动机的核心。最后，中央罩16向后通过比中央罩16的尺寸更大的喷射罩17延伸。显然，罩12、16和17彼此刚性地固定在一起。

正如在图1中可见，多个发动机紧固件包括前发动机紧固件6和后发动机紧固件8，如果需要，所述后发动机紧固件8可形成现有技术中已知的两个后部半紧固件。推力吸收装置9具体包括用于吸收推力的两个侧连杆(图1中仅示出了其中一个，因为此图示出的是侧面图)，所述两个侧连杆首先通过它们的前端连接至中央罩16的前部，其次通过它们的后端连接至平衡杆20，此平衡杆本身被安装在刚性结构10上或者后紧固件的本体上，如图所示的。

连接至风扇罩12的前发动机紧固件6是传统设计的，因此它仅能够吸收由涡轮喷气发动机2产生的沿Y和Z方向的力，并且因此不能够吸收沿X方向施加的力。应注意的是，该前紧固件6优选穿入风扇罩12的上部圆周端的一部分中。

后发动机紧固件8总体被设置在喷射罩17与悬挂架的刚性结构10之间。正如上面所提及的，优选地，后发动机紧固件8被设计成能够吸收由涡轮喷气发动机2产生的沿Y和Z方向的力，但不能够吸收沿X方向施加的力。

因此，通过均衡性质的安装系统11，沿X方向施加的力被装置9吸收，并且沿Y和Z方向施加的力被前紧固件6和后紧固件8共同吸收。

此外，沿着X方向施加的力矩通过紧固件8竖直地吸收，沿着Y方向施加的力矩通过后紧固件8连同紧固件6竖直地吸收，并且沿着Z方向施加的力矩被紧固件8连同紧固件6横向地吸收。

图2至4c示出了悬挂架的刚性结构(也被称为主要结构)10的设计。总体上，该刚性结构由沿X方向在刚性结构10的整个长度上延伸的箱体24构成，并且因此形成了扭曲箱体(caisson detorsion)。

此箱体由多个空心部分组成，在此实例中由三个相邻部分28、30、32组成。这些部分中的第一部分28是近似截锥形的，并且它的轴线28a相当于旋转轴线。优选地，它的前端被设计为用于支撑前发动机紧固件6。垂直于轴线28a的截面是如图4a所示的圆形。因此，由于截锥形部分沿朝向前端的方向的缩小，此圆朝前端的尺寸减小。

被称为中央部分的第二空心部分30近似为圆柱形，且优选地，它的轴线30a与轴线28a重合。优选地，它的前端(前端被安装至第一部分28的后端)被设计为用于支撑后发动机紧固件8。垂直于轴线30a的截面是如图4b所示的圆形。优选地，为便于将部分28和30组装到一起，靠近第二部分30的前端的直径近似等于靠近第一部分28后端的直径。

最后，第三部分是截锥形的，且它的轴线32a与轴线28a和30a一致并且因此也相当于旋转轴线。垂直于轴线32a的截面是如图4c所示的圆形。因此，由于截锥形部分沿朝向后端的方向的缩小，此圆朝向后端的尺寸减小，该后部部分完全适于悬挂架的收缩。优选地，为便于部分30和32组装到一起，靠近于第二部分30的后端的直径近似等于靠近于第三部分32前端的直径。

应注意的是，虽然同轴的部分被描述为具有不变的或者变化的圆形横截面，在不超出本发明范围的前提下，椭圆形横截面也是可能的，即使对于近似截锥形的截面。同样地，这些部分并非必须同轴，根据所遇到的需求，优选地它们具有相交的轴线。

每个部分例如可通过复合绕组技术或者真空注射(树脂传递模塑)由复合材料制造。

因此，箱体24的外表面被用作设置在悬挂架上的标准系统(例如液压和/或电力系统)的外壳。

如图3中示意性地示出的，形成刚性结构10的箱体还可包括用于箱体的前部封闭横向肋34a，和用于箱体的后部封闭横向肋34b。

每个部分28、30、32的前端和/或后端将是相对于箱体38的内部空间向外伸出的固定凸缘的形式，以使这些部分能够两两固定。因此，以这些部分的轴线为中心轴的这些同轴圆形凸缘40优选地两两承压且接触并且从这些部分径向向外伸出。图2和3示出了前部部分28的有凸缘后端40被固定至中央部分30的有凸缘前端40，并且类似地，中央部分30的有凸缘后端40被固定至后部部分32的有凸缘前端40。用于实现此类组装的固定装置是螺栓42、或者铆钉或者类似装置，它们相对于箱体38的内部空间布置于箱体38的外部，并且优选地沿X方向定向。

根据图5至图6c示出的一个优选实施例，悬挂架的刚性结构10同样总体上由沿X方向在刚性结构10的整个长度上延伸的箱体24构成，并且因此形成扭曲箱体。此箱体由多个空心部分构成，在此实例中是由三个邻近部分28、30、32构成。这些部分中的第一部分28是截锥形的，并且它的轴线28a相当于旋转轴线。它的前端优选地被设计为用于支撑前部发动机紧固件6。垂直于轴线28a的截面是如图6a所示的圆形。因此，由于截锥形部分沿朝向前端的方向收缩，此圆的尺寸朝向前端减小。

被称为中央部分的第二空心部分30近似为圆柱形，且它的轴线30a相对于轴线28a倾斜并且与轴线28a相交。更精确地，中央部分的轴线30a近似平行于X方向，轴线28a相对它倾斜以与发动机轴线5之间的距离越朝前越小。在任何情况下，两个相交轴线28a、30a优选地位于悬挂架的虚拟竖直正中面XZ中。

固定至第一部分28后端的该中央部分的前端优选地被设计为用于支撑后发动机紧固件8。垂直于轴线30a的截面是如图6b所示的椭圆形。因此，此椭圆形的主轴沿竖直方向，并且中央部分在此方向的惯性模量非常大。有利地，竖直方向是当吸收发动机力时施加到悬挂架的机械应力最大的方向。

优选地，为了便于将部分28和30组装到一起，部分28的后端布置在平面50内，平面50相对于与轴线28a垂直的平面52倾斜，并具有与第二部分30的椭圆形截面基本相同的椭圆截面。优选地，相关的平面50近似垂直于主部分30的轴线30a，并且还对应于主部分30的前端所位于的平面。

最后，第三部分32呈近似截锥形，且它的轴线32a与轴线30a相同并且也形成旋转轴线。垂直于轴线32a的截面是如图6c所示的椭圆形。因此，由于截锥形部分沿朝向后端的方向收缩，此椭圆形的尺寸朝向后端减小，该后部部分完全适于悬挂架的收缩。再次，为便于部分30和32组装到一起，第二部分30的椭圆形截面与靠近于第三部分32的前端的椭圆形截面基本相同。

显然，这些部分通过上面所描述的固定装置42相互连接，所述固定装置42穿过两两承压且接触的凸缘40并布置在空间38的外部。

另外，不管设想的实施例如何，该内部空间38形成用于压缩空气通过的管道，该压缩空气从发动机排出通过该管道输送给飞行器。

显然，本领域技术人员能够对已仅作为非限制性示例描述的组件1和飞行器悬挂架进行多种修改。在此方面，值得提出的是，虽然悬挂架4是以适当的结构出现以使它被悬挂在飞行器机翼下面，该悬挂架4也能以不同的结构出现以使它能够被安装在此机翼上面，并且甚至可能被安装在飞行器机身的后部。

Claims (9)

1.一种用于飞行器的发动机(2)的悬挂架(4)，所述悬挂架包括刚性结构(10)，所述刚性结构具有由一个或多个空心部分(28、30、32)形成的箱体(24)，

其特征在于，至少一个空心部分的每个横截面均为椭圆形或者圆形的，

所述悬挂架包括具有圆形横截面的近似截锥形的前部空心部分、和支撑所述前部空心部分的中央空心部分，所述中央空心部分近似为圆柱形，其截面为椭圆形，所述中央空心部分具有与所述前部空心部分的轴线相交的倾斜轴线。

2.根据权利要求1所述的悬挂架，其特征在于，至少一个空心部分(28、30、32)的形状是近似截锥形或者是近似圆柱形、且横截面形状是椭圆形或者圆形。

3.根据权利要求1或2所述的悬挂架，其特征在于，所述悬挂架包括多个空心部分，所述多个空心部分在其前端和后端相互连接。

4.根据权利要求3所述的悬挂架，其特征在于，至少一个空心部分(28、30、32)的前端和后端中的至少一个是从箱体(38)内部的空间向外伸出的固定凸缘(40)的形式。

5.根据权利要求4所述的悬挂架，其特征在于，两个相邻空心部分(28、30、32)通过它们的两个相对的、相互支撑的固定凸缘(40)相互组装到一起，并且通过位于所述箱体内部的空间(38)外部的固定装置(42)来固定。

6.根据权利要求5所述的悬挂架，其特征在于，所述固定装置是螺栓或者铆钉。

7.根据上述权利要求中任一项所述的悬挂架，其特征在于，箱体的内部空间(38)形成用于压缩空气通过的管道。

8.一种用于飞行器的发动机组件(1)，包括发动机(2)和用于该发动机(2)的悬挂架(4)，其特征在于，所述悬挂架是根据上述权利要求中任一项所述的悬挂架(4)。

9.一种飞行器，其特征在于，所述飞行器包括至少一个根据权利要求8所述的发动机组件(1)。

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