CN102159461A - 包括用于支撑发动机并通过处于压缩载荷下的至少一个闭锁元件连接到机身的结构的飞机的后部 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种飞机的后部(1)，包括通过第一和第二开口(18，18)而穿过机身且用于支撑发动机的结构(14)。还包括将支承结构(14)连接至机身(6)的连接装置，该连接装置包括用于将结构(14)连接至形成第一开口的第一壳体(50)的第一连接装置以及用于将结构(14)连接至形成第二开口的第二壳体(50)的第二连接装置。根据本发明，第一和第二连接装置分别包括所述支承结构的至少一个闭锁元件(90，92)，通过作用于壳体(50)和支承结构(14)而处在压缩载荷下。

Description

包括用于支撑发动机并通过处于压缩载荷下的至少一个闭锁元件连接到机身的结构的飞机的后部

技术领域

本发明总的来说涉及飞机的后部，该飞机装配有固定在飞机机身上的发动机。

背景技术

为了制作这样一个飞机后部，在现有技术中已提议在机身和每个发动机之间插入附接杆(attachment mast)。在这种构造中，所述杆被直接固定在机身上。为了确保原动力朝向机身的传递，有必要使杆、机身上支撑杆的部分以及插入这些元件之间的紧固装置形成有意义的尺寸。这意味着拖沓(drag)，进而使得飞机的总体空气动力学性能处于不利的地位。

另一种解决方案包括提供用于发动机并穿过机身的支承结构，还穿过由所述机身界定的飞机内部空间。在贯穿两个机身开口的通道的高度处，该贯穿结构利用多个螺栓或类似紧固件被拼接到机身上，这些螺栓或紧固件形成插入在开口壳体和支承结构之间的紧固装置的全部或者一部分。

然而，这些紧固装置的放置仍然是棘手的，尤其是由于执行这种任务的操作人员的可达性(accessibility)问题。进一步，这些紧固装置通常具有很大的质量和成本，此外对于疲劳应力通常较敏感，这显著缩减了它们的寿命。

发明内容

因此，本发明的目的在于提出一种飞机的后部，至少部分地解决前文提到的相对于现有技术实施方式中的缺点。

为此目的，本发明涉及一种飞机的后部，包括：

-机身，界定了飞机的内部区域；

-至少两个发动机；

-用于发动机的支承结构，在形成于机身中的第一和第二开口处穿过所述机身，第一和第二开口分布在飞机的竖直中面的任一侧上，所述支承结构具有第一和第二相对端部。

-所述支承结构的第一和第二相对端部中的每一个从机身向外突出，分别位于所述竖直中面的任一侧上，并且支承其中一个所述发动机；以及

-紧固装置，用于将所述支承结构连接至机身，包括用于将所述结构连接到形成所述第一机身开口的第一壳体的第一紧固装置以及用于将所述结构连接到形成所述第二机身开口的第二壳体的第二紧固装置。

根据本发明，所述第一紧固装置包括所述支承结构的至少一个闭锁元件，在压缩载荷下，一方面对所述第一壳体施压，而另一方面对所述支承结构施压，并且所述第二紧固装置包括所述支承结构的至少一个闭锁元件，在压缩载荷下，一方面对所述第二壳体施压，而另一方面对所述支承结构施压。

因此，本发明提出了前述设计，在该设计中，第一和第二紧固装置至少部分利用在压缩载荷下工作的闭锁元件形成，而不再是如现有技术的传统元件的情况那样在牵引力下工作，为螺栓类型的或类似类型的。此外，优选地，单独确保所述结构分别在第一壳体和第二壳体中的连接的第一和第二紧固装置完全没有螺栓以及任何其他类似的在牵引力下工作的固定装置。

结果是有利地容易安置这些闭锁元件，因为它们可完全位于机身开口中，而不必穿过壳体或发动机的支承结构。此外，这些闭锁元件可减少质量和成本，并且最重要的是，仅留有轻微的疲劳应力或对疲劳应力根本不敏感，赋予它们相对于前面提到的紧固装置而言更长的寿命。

优选地，所述第一和第二紧固装置中的每一个包括所述支承结构的至少两个闭锁元件，处于沿着两个单独方向的压缩载荷下，例如基本上彼此正交的方向。

通常，处于压缩载荷下的每个闭锁元件在所述结构的给定面上施加一力，这导致与给定面相对的面对与之相对的壳体的面施压。因此，对于每个开口，当处于沿着两个单独方向的压缩载荷下的闭锁元件各自位于中间开口平面中时，这足以在机身开口的中面的所有方向上相对于开口壳体保持所述结构。

应该注意到，壳体和支承结构的所述相对面之间的施压可为直接接触的或不直接接触的，例如是能够插入到那两个元件之间的阻尼装置，将在下面详细说明。

实际上，优选地，每个闭锁元件通过阻尼元件在所述支承结构上和/或在其相关的壳体上施压。这有利地使得第一和第二紧固装置有可能获得一定的弹性，减少机身中的震动。换句话说，阻尼元件，优选地由可弹性变形的聚合物材料(例如弹性体或橡胶类型的)制成，有利于使得可能减缓震动，并且从震动方面来说，因此参与机身和发动机的隔离。此外，由于相对发动机的距离引发的低力值以及低环境温度，组成了有利于安置这些阻尼元件的两个标准。最后，这些阻尼元件的存在使得有可能消除组装操作期间组件的超静定性(当提供这种超静定性时)所固有的耐受性问题。

可替换地，可使用弹簧类型的其他阻尼元件。

优选地，每个闭锁元件具有用于调节分别在支承结构上和相关的壳体上施压的两个施压表面之间的间距的装置。这种功能使得不仅可有助于这些闭锁元件在开口中的安置，而且可对它们施加期望值的压缩预应力。

优选地，每个闭锁元件采用支撑两个相对的施压表面的压缩杆的形式。

优选地，所述第一和第二紧固装置中的每一个包括在所述支承结构的至少两面上施压的闭锁元件，还包括插入到所述支承结构的另一面和相关的第二壳体之间的至少一个第二阻尼元件。优选地，每个第二阻尼元件具有与前述阻尼元件相同或类似的性质，用于配置闭锁元件。

更优选地，所述支承结构以及所述第一和第二壳体各自具有四个面，所述四个面在沿着相关的中间开口平面的截面中基本上形成四边形，所述第一和第二紧固装置中的每一个包括在所述支承结构的两个附连面(attached face)上施压的闭锁元件，还包括插入在所述支承结构的另两个附连面和所述相关壳体之间的第二阻尼元件。

第二阻尼元件使得支承机构和壳体之间没有直接接触，即使这样的直接接触会被预料到，这没有超出本发明的保护范围。当不提供这样的阻尼元件和第二阻尼元件时，那么在支承结构和壳体之间获得所谓的刚性组装。

此外，在优选的提供阻尼元件和第二阻尼元件的相反情况中，优选地使得这些元件中的一些或每一个可仅在有限的压缩行程内压缩，如果超过这个行程，则结构和壳体之间的刚性接触会阻止压缩继续进行。

更优选地，所述紧固装置还包括至少一个作用力回复(effort recovery)连接杆，所述作用力回复连接杆的第一端部安装在所述支承结构上，而其相对端部安装在机身上，远离第一和第二开口。

因而，这有利地使得有可能最小化穿过机身开口壳体的力的强度，允许壳体具有比前文所述的更小的尺寸。实际上，部分来自于发动机并朝向机身定向的力不再利用机身的开口壳体，而是穿过本发明特有的连接杆，因此第一目的是在远离开口的机身位置处引入原动力。从而使机身的开口壳体内的应力集中基本上被最小化。

此外，为了最小化发动机的支承结构内的应力集中，在机身开口处，优选地使得第一连接杆端部也安装在那个支承结构上，远离开口。局部应力更小的这种结构可因此具有更小的尺寸，节省了不可忽略的质量。

优选地，沿着飞机的纵向方向看，所述作用力回复连接杆相对于飞机的竖直方向是倾斜的。这允许它在至少一个分量沿着飞机的横向方向定向的方向上传递力。在第一和第二紧固装置容纳于机身开口中的情况下，这些横向力实际上是最难回复的，从而前面提到的所述连接杆的定向回应了实际问题。

优选地，所述支承结构由分别穿过机身的所述第一和第二开口的第一和第二半结构构成，所述第一和第二半结构彼此组装在一起，从而可在所述内部区域内拆卸它们。

因此，这使得有可能极大地便利发动机的支承结构的组装和拆卸操作，因为现在它们由两个独立的可逆地彼此组装在一起的半结构组成。这两个半结构中的每一个在组装/拆卸期间可独立于另一个操作，使得操作者的工作变得更简单。特别地，每个支承半结构仅需要穿过单个机身开口，有利地包括了对于操作者而言明显的简化，在初始组装期间以及在支承结构的更换期间均是如此。

此外，在组装操作期间，每个半结构在插入到其相应的机身开口中之前，可在其端部配置其发动机，然而再和另一个半结构组装。相对于前文使用的单一结构解决方案，这更进一步地简化了组装方法，因为对于单一结构解决方案，发动机在所述结构上的组装只能在将结构安放到机身上之后才能进行。

自然地，这最后一个优点也可在从发动机上拆卸支承结构的操作中观察到，因为每个发动机可在仍然连接于其相关的支承半结构时安置。

最后，从具有两个半结构的实施方式获得的另一个优点在于使它们相对于彼此倾斜的可能性，当从前部看时，尤其是它们形成V形。

然而，可考虑由单一构件制成且穿过机身的两个开口的直通支承结构，而没有超出本发明的保护范围。

本发明的其他特征和优点将在下面的非限制性详细描述中显而易见。

附图说明

该描述将根据附图来进行，附图中：

-图1示出了根据本发明的一个优选实施方式的飞机后部的概略透视图；

-图2示出了图1所示的飞机后部的更详细的横剖面图，将发动机的支承结构紧固到机身上的装置被有意省略了；

-图2a图示了用于前面图中所示的后部的组装方法；

-图3示出了类似于图2的视图，其中第一和第二紧固装置被示出，用于将发动机的支承结构紧固到形成机身开口的壳体上，该图还对应于沿着图4的竖直线III-III的横断面图；

-图3a示出了图3所示构造的第一变型；

-图3b示出了图3所示构造的第二变型；

-图4示出了沿着图3的竖直线IV-IV的横断面图；

-图5示出了图解属于图3和图4中所示的第一紧固装置的其中一个闭锁元件的横剖面图；

-图6示出了图解属于图3和图4中所示的第一紧固装置的其中一个第二阻尼件的横剖面图；

-图7示出了类似于图3的视图，其中发动机的支承结构根据一种变型形式制造；

-图8示出了图解根据另一个优选实施方式的闭锁元件的横剖图，用于装配第一和第二紧固装置；以及

-图9示出了飞机后部的部分概略底视图，包括了图8中所示的那类闭锁元件。

具体实施方式

图1示出了采用本发明的一个优选实施方式形式的飞机的后部1。

在所有以下的描述中，按照惯例，X表示飞机的纵向方向，平行于飞机的纵向轴线2。Y表示相对于飞机横向定向的方向，并且Z表示竖直方向或高度，这三个方向X、Y和Z彼此正交。

此外，术语“前部”和“后部”应该认为是相对于飞机在受到发动机施加的推力之后的前进方向而言的，这个方向以箭头4示意性示出。

总的来说，后部1包括机身6，机身具有基本上圆形、椭圆形或类似的横截面，具有穿过纵向轴线2的中心，并且界定了飞机的内部区域8。

进一步，它包括布置在穿过轴线2的竖直中面P的任一侧上的至少两个发动机10。在优选实施方式中，设置有两个发动机10，每个位于机身6的任一侧上，这些发动机能够不拘形式地为涡轮喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机或其他类型的。这些发动机的每一个都具有基本上与X方向平行的纵向轴线12。

为了确保这些发动机的悬挂，设置有支承结构14，优选地布置在横向面中，并且该支承结构具有既穿过内部区域8又在机身的两个开口处穿过机身的特性。该结构14的横向远离平面P且从机身向外突出的部分被空气动力整流罩16覆盖，如图1中所示。

更精确地，参照图2，可以看到支承结构14在形成于机身6中的第一和第二开口(均用18表示)处穿过机身6。这两个开口18分布在竖直中面P的任一侧上，并且相对于竖直中面对称地布置，该竖直中面也基本上构成了飞机的整个后部的对称面。

支承结构14具有相对的第一和第二端部，均用20表示，每个端部从机身向外突出，分别位于平面P的任一侧上，并且支撑其中一个发动机10。

因此，每个端部20可比作一刚性附接杆4结构，例如具有与现有技术中已知的结构相同或类似的设计，以悬挂机翼下的发动机，因此确保原动力朝向飞机结构的传递。

在该优选实施方式中，发动机的支承结构14由第一和第二半结构(均用22表示)构成，并且第一和第二半结构各自地分别穿过机身的第一和第二开口18。

此外，它们彼此组装在一起，从而可在内部区域8内拆卸它们。为此，第一半结构22具有与第一端部20相对的内端部24，且第二半结构22具有与第二端部20相对另一内端部24，因此两个内端部24和24彼此接触并且例如使用螺栓和/或剪切销(没有示出)组装在一起，从而可在内部区域8内拆卸它们。

优选地，两个半结构22和22之间的连接在紧固接口(fastening interface)所位于的平面P处完成，从而螺栓和/或销被平面P穿过。通常，该平面P构成发动机的支承结构14的对称面，从图2所示的前部来看，该支承结构基本上是V形的。

确实，第一半结构22(考虑是图2中左边的一个)相对于Y方向朝向顶部并远离平面P而倾斜，类似地，第二半结构22(考虑是图2中右边的一个)也相对于Y方向朝向顶部并远离平面P而倾斜。因此，第一半结构22沿着在横向面中相对于Y和Z方向倾斜的第一方向28a延伸，而第二半结构22沿着也在同一横向面中相对于Y和Z方向倾斜的第二方向28b延伸。

每个半结构22和22呈现为在其相关的方向28a、28b上基本上直线延伸的梁或箱子的形式，从其布置在平面P中的内端部24延伸到其支承其中一个发动机10的相对端部20和20。

在优选实施方式中，由结构14形成的V形向上敞开，并且其末端布置在纵向轴线2上方。V形末端的定位自由度以及设定V形角度值的自由度使得有可能最佳地适应不同的现有应力，并且尤其是有可能最佳地限制半结构22、22的外隔板处遭遇的空气动力破坏。

实际上，对于每个半结构而言，支承结构设计为从前部来看：

-机身的水平中面P′和连接机身的轴线2与发动机的纵向轴线12的直线32之间的锐角(v)大于25°；并且

-所述半结构延伸所沿的方向28a、28b和在所述半结构的通道处正交于机身的方向34之间的锐角(w)小于20°。

这个相对重要的角度值(v)使得有可能将发动机相对于机身布置在期望的高度处，例如使得发动机轴线12位于接近机身上端的水平面中，同时相对较小的角度值(w)转变(translating)机身和每个半结构之间的间隔，使得有可能不再需要附加的空气动力整流罩。

上述设计允许支承结构14更容易地组装和拆卸。实际上，参照图示飞机后部的组装方法的图2，可看到，该方法包括安置第一半结构22的步骤，通过以使第一半结构穿过第一机身开口18为目的的运动来实现，其内端部24安置为沿运动方向36a朝前，该运动方向例如与所述第一半结构安装后所延伸的第一方向28a相对应。

与此同时或者接下来，实施安置第二半结构22的步骤，通过以使第二半结构穿过第二机身开口18为目的的运动来实现，其内端部24安置为沿运动方向36b朝前，该运动方向例如与该第二半结构安装后所延伸的第二方向28b相对应。

在这两个步骤中的每一个执行期间，发动机10可能已经安装在外端部20(图2a中未示出)上，以便简化和缩短组装方法。

此外，这样一来使得内端部24、24的尺寸形成为穿过它们相应的机身开口18、18，优选地甚至在配有致力于两个半结构的组装的加强装置(诸如肋状物或类似装置)时，也可以穿过。可替换地，这些加强装置可仅在内端部已经穿过开口18、18之后才安装到内端部24、24上。

通常，这样设置：在中间开口平面中，开口的高度和半结构的高度之比在1.3到2之间。此外，在这个相同的平面中，在X方向上，开口的深度和半结构的深度之比在1.1到1.5之间。

然后，使用前面提到的优选沿着Y方向定向的连接装置，将第一半结构22的内端部24组装到所述第二半结构22的内端部24上。

在机身和发动机的支承结构之间提供有紧固装置。

在图3和图4中示出了一个优选实施方式。

这些装置首先包括用于将第一半结构连接至形成第一机身开口的第一壳体的第一紧固装置，还包括用于将第二半结构连接至形成第二机身开口的第二壳体的第二紧固装置。第一和第二紧固装置具有基本上相同的设计，并且相对于平面P对称，下面将仅描述第一装置。

首先，注意到，具有与第二开口18相同或类似设计的第一开口18，利用内机身蒙皮(skin)40a中的通道以及外机身蒙皮40b中的另一个相对的通道制成。这两个通道分别形成开口18的入口以及同一个开口的出口。

开口向前被前机身框架42限定，并且向后被另一个后机身框架42限定。如图4中所示，位于前面提到的两个机身框架之间的其他机身框架42可被切除以显示开口18。此外，开口向上被上部封闭挡板44限定，该上部封闭挡板优选地在机身的整个厚度上沿X方向延伸，并且连接两个前、后机身框架42、42。类似地，开口18向下被下部封闭挡板46限定，该下部封闭挡板优选地在机身的整个厚度上沿X方向延伸，并且连接两个前、后机身框架42、42连接。这四个元件42、42、44、46一起形成了限定开口18的第一壳体50。

因此，在图3的线IV-IV限定的竖直平面中，如同在中间开口平面中，该中间开口平面可比作垂直于半结构22并且基本上在入口和出口之间的开口中间处穿过开口的平面，壳体50呈现出四边形的形状，利用前面提到的元件42、42、44、46分别限定四边形的四个面42′、42′、44′、46′。在这些相同的平面中，半结构22的四个面也形成四边形，其中半结构的面与开口的面两两相对。结果，半结构的前面52′与壳体的前面42′相对，半结构的后面52′与壳体的后面42′相对，半结构的上面54′与壳体的上面44′相对，且半结构的下面56′与壳体的下面46′相对。

确保将第一半结构22组装到第一壳体50上的第一紧固装置包括支承结构的至少一个闭锁元件，在压缩载荷下，一方面对第一壳体50施压，另一方面对支承半结构22施压。在本发明的详细构造中，第一紧固装置至少部分利用在压缩载荷下工作的闭锁元件形成，而不再是如现有技术的传统元件中的情况那样在牵引力(traction)下工作，为螺栓类型的或类似类型的。这使得容易安置这些闭锁元件，因为这些闭锁元件会全部位于机身开口18中，而不必穿过壳体50或支承半结构22。

通常，每一个闭锁元件(用90、92表示)都处于压缩载荷下，从而在结构的给定面上施加一力，这导致与给定面相对的面在接触或不接触的情况下对与之相对的壳体面施压。因此，在示出的实施方式中，闭锁元件90、92分别被设置在沿着两个单独方向的压缩载荷下，装配在中间开口平面中，这足以在机身开口的中面的所有方向上相对于壳体50保持半结构22。

更精确地，第一紧固装置包括在图4和5中图示出的闭锁元件90，这些处于压缩载荷下的元件90对半结构的上面54′以及壳体的上面44′施压。因此，成排布置的这些元件90中的一个或几个设置在半结构22的两个或更多个不同的位置，沿着X方向隔开。这使得有可能确保YZ平面中的垂直于方向28a的方向上的作用力回复。换句话说，这些闭锁元件90使得有可能在中间开口平面中或在与之平行的平面中回复作用力。

类似地，第一紧固装置包括在图4中图示出的闭锁元件92，这些处于压缩载荷下的元件92在半结构的后面52′和壳体的后面42′之间承压。因此，成排布置的这些元件92中的一个或几个设置在半结构22的两个或更多个不同的位置，沿着Z方向隔开。这就使得有可能确保XZ平面中的在垂直于方向28a的方向上的作用力回复。换句话说，这些闭锁元件92也使得有可能在中间开口平面中或在与之平行的平面中回复作用力，并且更优选地在X方向上回复作用力。

这里，闭锁元件90、92安置在后面42′和上面44′上，以便使前面52′压靠壳体的前面42′，并使下面56′压靠壳体的下面46′。可替换地，有可能将闭锁元件90、92安置在除壳体的后面42′和上面44′以外的位置。实际上，优选地寻求将该半结构22压靠在壳体的两个附连面上，根据多种方案中的一种替换变型，因此这可以是后面42′和上面44′，通过将处于压缩载荷下的闭锁元件安置在前面42′和下面46′上而实现。

每一个闭锁元件90、92或者成排的元件优选地设置成利用阻尼元件而形成弹性紧固，正如下面将详细介绍的。

此外，第二阻尼元件94、96插入到支承半结构的另两个附连面42′、46′和壳体50之间。第二阻尼元件使得在支承结构和壳体之间不存在直接接触，即使这样的直接接触会被预料到。当不提供这些阻尼元件和第二阻尼元件时，则在支承结构和壳体之间获得所谓的刚性组装。

然而，如同在所示实施方式中的情况，每个闭锁元件通过一阻尼元件在所述支承结构和/或其相关的壳体上施压。这有利地使得如上所提到的第一和第二紧固装置有可能获得一定的弹性，减少机身中的震动。换句话说，阻尼元件，优选地由可弹性变形的聚合物材料(例如弹性体或者橡胶类型的)制成，有利地使得可能减缓震动，并且从震动方面来说，因此参与机身和发动机的隔离。这里再一次，可替换地，可使用弹簧类型的其他阻尼元件。

图5示出了一个可能的实施方式，其中每个闭锁元件90、92结合有这样一个阻尼元件。

在这个图中，示出的是闭锁元件90包括杆98形式的构件，所述杆被定向为基本上与其连接的面44′、54′垂直。此杆98的与半结构的面54′配合的端部对设置在那个面上的壳体100施压。形成第一施压表面101的这个端部可以是弧形的并且具有与壳体100的形状互补的形状，以便更好地保持施压。在挡板44的上面44′上，设置有容纳例如为弹性体块形式的阻尼元件104的壳体102。壳体102的底部由可拆卸的螺母106形成，该可拆卸的螺母允许在不必移除杆98的情况下就可更换弹性体块104，所述杆穿过每个元件104、106，如图5所示。

为了在杆上提供压缩作用力，所述杆具有与弹性体块104接触的另一施压表面108，并且更准确地，该施压表面与该块的和位于壳体102底部中的面相对的面接触。与第一施压表面101相对的这个施压表面108可设置在紧固件110上，该紧固件螺纹安装在杆98的螺纹部112上。这有利地使得有可能构成调节分别在支承结构和壳体上施压的两个施压表面101、108之间的间距的装置。这个功能不仅使得可帮助在孔中安置闭锁元件90，而且当旋拧紧固件110时可施加期望值的压缩预应力。

此外，优选地使得阻尼元件104只能在有限的压缩行程C的范围内被压缩，如果超过该行程，则结构和壳体之间的刚性接触会防止压缩继续进行。这种接触例如通过使施压表面108紧靠表面114来实现，该表面114界定用于容纳弹性体块104的壳体102的开口。

图6示出了一个可能的实施方式，其中每个连接结合有第二阻尼元件94、96。

该图示出的是，在挡板46的下面46′上，设置有容纳例如弹性体的形式的第二阻尼元件94的壳体120。壳体120的底部由可拆卸的螺母122构成，允许容易更换弹性体块94，例如通过旋出与轴124一体的螺母。

因此，块94对壳体120的底部施压，也在面56′的专用表面126上施压。从而在这两个施压力下被压缩。

此外，优选地使得第二阻尼元件94只能在有限的压缩行程C′的范围内被压缩，如果超过这个行程，则结构和壳体之间的刚性接触会防止压缩继续进行。这种接触例如通过使表面126紧靠表面128来实现，该表面128界定用于容纳弹性体块94的壳体120的开口。

结果，可推断出确保半结构22在壳体50中的组装的第一紧固装置是处于压缩载荷下的专用元件。

图3还示出了第一和第二紧固装置优选地由于一个或几个作用力回复连接杆的存在而完成。这整体地(globally)使得有可能最小化穿过开口壳体50的作用力的强度，允许壳体具有比在前文提到的更小的尺寸。

在所示实施方式中，提供相对于平面P对称布置的两个连接杆66，这些连接杆中的每一个都具有在支承半结构22中示出的第一端部或下端，并且其相对端部或上端安装在远离开口18的机身上。

由于采用了对称方案，将仅描述图3中左边的连接杆66，即完成第一紧固装置的连接杆。

为了最小化支承半结构22内的应力集中，在开口18处，优选地使得第一连接杆端部也远离开口而安装在这个支承结构上，优选地位于内部空间8内。这个第一端部优选地铰接安装在半结构22上，例如利用与半结构一体的装配件68。

连接杆接着延伸而更靠近竖直中面P，在竖直中面中，其相对端部安装在机身上，优选地安装在如图所示的机身的上部。这里再一次，连接优选地为铰接类型的，利用装配件70或向内部区域突出的机身框架延伸部。

这两个优选地布置在横向平面中且它们的相对端部基本上安装在机身上的平面P的同一点处的作用力回复连接杆，基本上一起形成了相对于支承结构14而言的倒V形。

然而，连接杆的位置和方向可以根据遇到的需求而改变。在那种情况下，连接杆可布置在结构14下方，而不是如图中所示的上方。

通常，优选地，沿着图3中的X方向看，每个作用力回复连接杆66相对于Z方向是倾斜的。这允许它沿着至少一个分量(component)沿着Y方向定向的方向传递作用力，利用位于机身开口18内的第一紧固装置，这些横向作用力实际上是最难回复的。

在所示实施方式中，每个连接杆66基本上相对于Y和Z方向是倾斜的，以便在向内移动时将其升高。于是在这两个连接杆的方向上(在图3中用两个箭头72示出)施加的这些作用力能够因此而被紧固装置完全回复。然而，此外，一个替换的解决方案可以是沿着Y方向定向每个连接杆66，而没有超出本发明的保护范围。

如图3中所示，几个连接杆66可设置在支承结构14和机身6之间，它们的数量不限于一个或两个。此外，一个或几个连接杆中的每一个可由阻尼千斤顶(未示出)取代，能够减缓或者阻止传递到机身的震动。

依然出于用连接杆66减缓或阻止可传递到机身的振动的同样的目的，有可能将连接杆中的至少一个配置谐振器，其中一个实例在图3a中示出。在该图中，谐振器配置在连接杆的与机身6的装配件70连接的端部。竖直延伸的谐振器150包括捣锤(beater)152，该捣锤通过其一个端部连接于连接杆端部，而其另一个端部支撑配重块154。用连接杆减缓传递到机身的震动是通过配重块154绕着连接杆在机身的装配件70上的铰接销(也即，捣锤在装配件70上的铰接销)的来回摆动而实现的，如图3a中的箭头156所示出的。

此外，如上所述，连接杆66的布置可适应于遇到的需求和限制。在图3b中，两个连接杆66中的每一个都具有紧固(优选地铰接)在机身上(优选地机身的侧部上)的外端部(未示出)，还具有紧固或铰接在板158上的内端部，板自身铰接在支承结构14上，优选地位于支承结构的中间。这样，两个连接杆66的内端部被连接在板的铰接销160的任一侧上，优选地沿X方向定向，因此可平衡由每个连接杆66引入的作用力。此外，这种板的附加极大地便利了组装，考虑到它消除了由两个连接杆的构造所带来的超静定度。但这不是限制性的，图3b示出了由两个连接杆66形成的V形向下敞开且整体地布置在支承装置14下方的构造。

可替换地，连接两个连接杆端部的板158可铰接在机身上而不是支承结构上，例如在相对于图3所描述的机身装配件70上。

图7示出了一种实施方式，其中保留前面描述的紧固装置，只有发动机的支承结构14具有不同的设计。实际上，支承结构不再由两个彼此紧固的半结构组成，而是一单一结构，优选地是线性和横向的，并穿过两个开口18、18。注意到这种类型的结构可在不需要考虑所选择的紧固装置的本质的情况下使用。

图8示出了根据另一个优选实施方式的闭锁元件90，该闭锁元件用于配置第一和第二紧固装置，并且特别地插入在半结构22的下面56′和壳体的下部封闭挡板46的下面46′之间。

与前面的实施方式不同，这个元件90不采取压靠阻尼元件的杆的形式，而是采取阻尼块的形式，优选地基本上为弹性体或橡胶制成的分层块类型的平行六面体。因此，优选为金属的带或板90a与弹性体层或橡胶层90b相交替，共同形成了位于两个面46′和56′之间的堆叠。此外，优选地，使得与两个面46′和56′接触的闭锁元件90为弹性层体层或橡胶层90b。

这样构造的优点在于以下事实：因此形成的每个闭锁元件90都能够在所有三个正交的方向上传递作用力，也即，在堆叠的方向上以及在与该堆叠方向正交且互相正交的两个方向上，与开口的高度方向对应。这使得例如有可能不再需要前文提到的作用力回复连接杆。

更进一步，这种利用每个以弹性体或橡胶制成的分层块形式的闭锁元件90在所有三个方向上的作用力回复特性，使得有可能限制这些形成第一和第二紧固装置的构件的数量。

例如，这使得有可能仅利用仅布置在两个面46′和56′之间的一个或几个元件90来构成第一和第二紧固装置，这些分层块形式的元件90然后用作支撑发动机的结构14所形成的组件的支撑。在这个方案中，机身开口的其他面42′、42′和44′没有紧固元件。

图9示出了这样一个实施方式的实例，其中在每个半结构22和相关的机身开口之间只有两个分层块形式的闭锁元件90，同时沿着X方向彼此隔开，并且放置在它们支撑的半结构22的下方。每个元件90的弹性在所有三个方向上可根据遇到的需求(特别是在阻止/减缓震动方面)而适应。例如可以在块90的堆叠方向上提供小的弹性，而在另外两个正交的方向上提供较大的弹性。

还是为了震动减缓/阻止的目的，还可在结构14和机身6之间添加谐振器168，例如配置于四个闭锁元件90中的每一个。在图9中，最前面的两个谐振器168设置为阻止X方向上的震动，而最后面的谐振器168设置为阻止Y方向上的震动。

回到图8，闭锁元件90优选地配置有仅在有限的压缩行程内可在堆叠方向上压缩的装置，超过这个行程，则结构和壳体之间的刚性接触会阻止压缩继续进行。

为此目的，设置有具有朝向底部变宽的三角形形状的装配件170，该装配件安装在挡板46上，从而可从挡板的孔172中被拆卸。这个装配件170具有轴174，该轴向上延伸并以径向间隙C′穿过半结构22的面56′。类似地，在面56′和装配件170的上端部176(形成止挡部)之间具有竖直间隙C，并且在安装于轴174端部处的螺母178和与半结构22的面56′相对的面之间具有另一竖直间隙C。

因此，闭锁元件90仅在有限的压缩行程C内竖直地压缩，如果超过这个行程，则结构和壳体之间(更精确地是止挡部176和面56′之间)的刚性接触会阻止压缩继续进行。类似地，在行程C内，闭锁元件90的减压是可能的，如果超过这个行程，减压会由于螺母178和半结构22的相对表面进行接触而停止。

这种原理也适用于其他两个方向上的变形。实际上，当径向间隙C′耗尽时，轴174与其所穿过的形成于半结构22中的孔相接触。

这样，装配件170、轴174以及螺母178一起形成了所谓的“备用”作用力回复设备，当间隙C、C′耗尽时，仅由于闭锁元件90的一定变形程度而受应力。寻求的是在正常飞行状态下间隙不会被耗尽，而只有当施加强烈的静电荷时，例如可能遭遇湍流的情况时，才可能被耗尽。

最后，指出的是，这个备用设备的特定设计使得通过将其从顶部移到底部而更容易拆卸，从而在必要时或检查时更换闭锁元件。

当然，对于所属领域的技术人员来说，可对刚描述的仅作为非限制性实例的本发明做出多种修改。在那种情况下，应注意，相对于给定实施方式所描述的每个特征都可应用于所有其他可能预料到的实施方式中。

Claims (10)

1.一种飞机的后部(1)，包括：

-机身(6)，界定了飞机的内部区域(8)；

-至少两个发动机(10)；

-用于所述发动机的支承结构(14)，在形成于机身中的第一和第二开口(18，18)处穿过所述机身，并且第一和第二开口分布在飞机的竖直中面(P)的任一侧上，所述支承结构具有第一和第二相对端部(20，20)；

-支承结构的所述第一和第二相对端部中的每一个从机身向外突出，分别位于所述竖直中面的任一侧上，并支承其中一个所述发动机；以及

-紧固装置，用于将所述支承结构(14)连接至机身(6)，包括用于将所述结构(14)连接至形成所述第一机身开口(18)的第一壳体(50)的第一紧固装置以及用于将所述结构(14)连接至形成所述第二机身开口(18)的第二壳体(50)的第二紧固装置；

其特征在于：

所述第一紧固装置包括所述支承结构的至少一个闭锁元件(90，92)，在压缩载荷下，一方面对所述第一壳体(50)施压，而另一方向对所述支承结构(14)施压，并且其特征还在于，所述第二紧固装置包括所述支承结构的至少一个闭锁元件(90，92)，在压缩载荷下，一方面对所述第二壳体(50)施压，而另一方面对所述支承结构(14)施压。

2.根据权利要求1所述的飞机的后部，其特征在于，每个所述第一和第二紧固装置包括所述支承结构的至少两个闭锁元件(90，92)，处于分别沿着两个单独方向的压缩载荷下。

3.根据权利要求1或2所述的飞机的后部，其特征在于，处于压缩载荷下的每个闭锁元件(90，92)通过一阻尼元件(104)在所述支承结构上和/或其相关壳体上施压。

4.根据权利要求3所述的飞机的后部，其特征在于，所述阻尼元件(104)由可弹性变形的聚合物材料制成。

5.根据前述权利要求中任一项所述的飞机的后部，其特征在于，每个闭锁元件(90，92)具有用于调节分别在支承结构(14)上和相关壳体上施压的两个施压表面(101，108)之间的间距的装置。

6.根据前述权利要求中任一项所述的飞机的后部，其特征在于，每个闭锁元件(90，92)采取支撑两个相对的施压表面(101，108)的压缩杆的形式。

7.根据前述权利要求中任一项所述的飞机的后部，其特征在于，每个所述第一和第二紧固装置包括在所述支承结构的至少两个面上施压的闭锁元件(90，92)，还包括插入在所述支承结构的另一面和所述相关的第二壳体之间的至少一个第二阻尼元件(94，96)。

8.根据前述权利要求中任一项所述的飞机的后部，其特征在于，所述支承结构(14)以及所述第一和第二壳体(50，50)每一个都具有四个面，所述四个面在沿着相关的中间开口平面的截面中基本上形成四边形，并且其特征还在于，每个所述第一和第二紧固装置包括在所述支承结构(14)的两个附连面上施压的闭锁元件(90，92)，还包括插入在所述支承结构的另两个附连面和所述相关壳体之间的第二阻尼元件(94，96)。

9.根据前述权利要求中任一项所述的飞机的后部，其特征在于，所述紧固装置还包括至少一个作用力回复连接杆(66)，所述作用力回复连接杆的的第一端部安装在所述支承结构(14)上，而相对的端部安装在机身(6)上，远离所述第一和第二开口(18，18)。

10.根据权利要求9所述的飞机的后部，其特征在于，沿着飞机的纵向方向(X)看，所述作用力回复连接杆(66)相对于飞机的竖直方向(Z)是倾斜的。

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