CN102442433A - 用于航空器发动机附连挂架的具有连接杆的结合有三个对齐的球窝接头的推动力吸收设备 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于航空器发动机附连挂架(4)的推动力吸收设备(14)，该吸收设备包括附连到附连挂架的刚性结构(108)的第一配件(194)和用于吸收推动力的两个侧向连接杆(14a)。该吸收设备还包括支承三个第一球窝接头元件(192a，196a)的轴系统(190)，这三个第一球窝接头元件(192a，196a)沿着轴系统(190)布置并分别属于主球窝接头(192)和布置在主球窝接头的任一侧上的两个副球窝接头(196)；第一配件(194)与和主球窝接头(192)的第一元件(192a)配合的第二球窝接头元件(192b)成一体，并且，两个连接杆(14a)中的每个的端部与分别和两个副球窝接头(196)的第一元件(196a)配合的第二球窝接头元件(196b)成一体。

Description

用于航空器发动机附连挂架的具有连接杆的结合有三个对齐的球窝接头的推动力吸收设备

技术领域

本发明涉及要插在航空器机翼系统和相关发动机之间的航空器发动机附连挂架，更具体地，涉及航空器发动机附连挂架的包括两个侧向连接杆的推力吸收设备。 

这种类型的附连挂架或EMS(发动机安装结构)使得可以在航空器的机翼系统下面悬挂发动机，或者可以将所述涡轮轴发动机安装在该同一机翼系统上方。 

本发明可以在任何类型的航空器上使用，优选地，在装备有涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机的航空器上使用。 

背景技术

实际上，这种附连挂架被设置为在航空器的发动机和机翼系统之间形成连接界面。这使得可以将由其关联发动机产生的力传递到所述航空器的结构，并且还允许发动机和航空器之间的燃料、电气、液压和空气系统的传送。 

图1示出了如从文献WO 2009/037267已知的用于航空器的发动机组件。该发动机组件1要被紧固在所述航空器的机翼2下方。发动机组件1包括附连挂架或设备4以及诸如附连在所述设备4下方的涡轮喷气发动机。 

总的来说，附连设备4包括也被称为主结构的刚性结构8，刚性结构8支撑用于发动机6的附连装置，这些附连装置具有多个发动机附连 件10、12，以及用于吸收由发动机6产生的推动力的设备14。 

为了说明，应当注意的是，组件1要被发动机舱(未示出)所围绕，并且附连挂架4包括另一系列紧固件(未示出)，这些紧固件紧固在刚性结构8上并使得可以将所述组件1悬挂在航空器的机翼系统2下方。 

在以下的描述的其余部分中，按照惯例，X指的是挂架4的纵向方向，它也可以看作是涡轮喷气发动机的纵向方向，所述方向X平行于所述涡轮喷气发动机6的纵向轴线5。另一方面，Y指的是相对于挂架4横向地定向的方向，并且也相当于涡轮喷气发动机6的横向方向，而Z指的是高度的竖直方向，这三个方向X、Y和Z相对于彼此正交。 

术语“前”和“后”应当被认为是相对于航空器在由涡轮喷气发动机6施加推力之后所经历的行进方向，所述方向由箭头7示意性地示出。 

示出了现有技术的图1示出：两个发动机附连件10、12，用于推动力的吸收设备14，附连设备4的刚性结构8，以及紧固在刚性结构8上的多个副结构。这些在支撑空气动力整流构件的同时确保了系统的隔离和保持的副结构将在下文中进行描述。 

应当指出的是，涡轮喷气发动机6在前部处具有限定环形风扇通道20的大尺寸风扇箱18，并且涡轮喷气发动机6朝向后部具有包含所述涡轮喷气发动机的核心的较小尺寸的中心箱22。箱18和22当然是相互固定的。 

如图1所示，设置有设备4的两个发动机附连件10、12，并且这两个发动机附连件10、12分别被称为前向发动机附连件和后向发动机附连件。前向发动机附连件10插在刚性结构8的前向端与风扇箱18的上部之间。后向发动机附连件12插在刚性结构8与中心箱22或置于更靠后的排气箱之间。 

刚性结构8使得可以在涡轮喷气发动机和机翼系统之间传送力。刚性结构8呈基本沿方向X从后部延伸到前部的箱体形式。于是，传统上，此金属箱通过将上纵梁和下纵梁与经由横向内加强肋(在图1中不可见)而相互连接的侧面板进行组装而形成，其中每个横向内加强肋呈定向在平面YZ中的矩形形式。 

仍参照图1，挂架4的副结构包括：前向空气动力结构24、后向空 气动力结构26、前向空气动力结构和后向空气动力结构的连接整流件28、和下部后向空气动力整流件30，其中下部后向空气动力整流件30也被称为“护罩”或“ARF”(后向挂架整流件)。 

更精确地，前向空气动力结构24放置于机翼系统2的下部前向延伸部中并放置于主结构8上方。前向空气动力结构24固定地安装在刚性结构8上并在铰接在其上的风扇外罩与机翼系统的前缘之间具有空气动力学轮廓功能。于是，此前向空气动力结构24不仅具有空气动力整流功能，还使得可以放置、隔离和传送不同的系统(空气、电气、液压、燃料)。此外，此结构24的前向部不与刚性结构8接触，热交换器通常插在限定在这两个构件之间的空间中。 

也被称为“卡曼(karman)”的连接整流件28正好在所述结构24的后延伸部中，而且还在机翼系统下方并安装在刚性结构8上方。于是，连接整流件28通过后向空气动力结构26也朝向后部延伸，后向空气动力结构26包含挂架设施的一部分。优选地，此结构26相对于刚性结构8完全置于后面，并且因此附连在航空器的机翼系统下方。 

最后，也被称为“护罩”或“后向挂架整流件”的下部后向空气动力整流件30在刚性结构8和后向空气动力结构26下方。下部后向空气动力整流件30的基本功能是形成也被称为防火墙的热障，并在发动机的输出和附连挂架之间形成空气动力连贯性，其中所述热障用于保护挂架和机翼系统免受由主流放出的热量。以已知的方式，前述整流件30包括热保护底板32，热保护底板32设置有要被发动机的主流紧贴的外表面，该外表面径向在外部地、部分地限定由箭头36示意性地示出的从发动机的软管33逸出的该主流。此外，整流件30还包括两个侧面板44，这两个侧面板44被设置为在外部由通过箭头38示意性地示出的来自发动机的副流紧贴，这是由于它们安装在发动机的环形副流通道40中，和/或作为来自其的输出。 

应当注意的是，在所描述的发动机6要被悬挂在航空器的机翼系统下方的优选实施例中，用于保护挂架和机翼系统免受主流36影响的热保护底板32形成整流件30的下部。自然地，在发动机要被安装在机翼系统上方的可替代的实例中，此底板构成整流件的上部。 

最后，如图1所示，设置成：底板32的前向端紧贴软管33的上部 后向端，或者使它更靠近所述相同的、软管33的后向端。 

如以上所述，挂架包含有用于推动力的吸收设备，其中如特别在文献WO 2007/000456中所公开的，该用于推动力的吸收设备包括彼此对称地布置的两个侧向连接杆。每个连接杆的端部中的一个铰接在舵杆(rudder bar)上，舵杆又铰接在固定到附连挂架的刚性结构的配件上。每个连接杆的另一个端部安装在发动机箱上，优选地安装在中间箱上。 

尽管此设计是非常普遍的，但其仍可以被改进，特别是在体积方面。 

发明内容

因此，本发明意在至少部分地解决上述关于现有技术的实施例的缺点。 

为此，本发明涉及一种用于航空器发动机附连挂架的推动力吸收设备，所述设备包括要固定到附连挂架的刚性结构的第一配件以及用于吸收推动力的两个侧向连接杆。 

根据本发明，所述设备还包括支承三个第一凸形球窝接头元件的轴系统，这三个第一凸形球窝接头元件沿着轴系统布置并分别属于主球窝接头和布置在主球窝接头的任一侧上的两个副球窝接头，第一配件与和主球窝接头的所述第一元件配合的第二凹形球窝接头元件成一体，并且，两个连接杆中的每个的端部与分别和两个副球窝接头的第一元件配合的第二凹形球窝接头元件成一体。 

本发明的不同之处在于：本发明提出了用于推动力吸收设备的设计，该设计从根本上不同于基于使用舵杆的早期设计。实际上，移除此舵杆有利于轴系统，该轴系统优选地横向定向并支撑三个球窝接头，这三个球窝接头包括侧向地置位的两个球窝接头，从而使得可以使连接杆连接。优选地，轴系统穿过分别形成在三个第一凸形球窝接头元件中的三个轴向钻孔。 

这导致吸收设备的整体体积的减小，从而伴随着吸收设备的质量的减小。随着用于推动力的吸收设备的体积的这种减小，特别是沿高度方向的体积减小，使得这两个元件可以更靠近彼此，并且因此有利地增加地面间距，其中发动机和挂架的刚性结构沿所述高度方向叠加。可替代 地，可以保持地面间距，而增加刚性结构的高度，以获得刚性结构的更大机械强度。 

优选地，主球窝接头和副球窝接头的中心对齐。 

优选地，所述设备还包括要固定到附连挂架的刚性结构的两个第二配件，第二配件布置成使得每个副球窝接头沿轴系统的方向布置在这些第二配件中的一个与主球窝接头之间，并且，每个第二配件由所述轴系统以具有游隙的方式穿过。 

在正常状态中，由于存在游隙，没有力经过第二配件传输。然而，在连接杆中的一个与轴系统之间的力路径上发生失效——例如连接杆断裂——的情况中，则在轴系统与所述第二配件之间的游隙已经被消耗之后，仅经过另一个连接杆传输的推动力经由第一配件并经由与仍起作用的连接杆相关联的第二配件而被引入到刚性结构中。推动力在两个前述配件之间得到分配，从而意味着它们中没有一个需要成为过大尺寸。这导致在质量和体积方面的增加，以确保失效保险功能。 

优选地，用于吸收推动力的侧向连接杆的另一个端部要连接到发动机，优选地，连接在发动机的中间箱上。 

本发明还涉及一种航空器发动机附连挂架，该航空器发动机附连挂架包括如上所述的推动力吸收设备以及刚性结构。 

本发明还涉及一种航空器发动机组件，该航空器发动机组件包括如上所述的发动机附连挂架以及紧固在所述挂架上的发动机，该发动机优选地是涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机类型。 

最后，本发明涉及一种航空器，该航空器包括至少一个如上所述的发动机组件。 

本发明的其它优势和特征将在以下非限制性的详细描述中显现。 

附图说明

将按照附图进行所述描述，在所述附图中： 

已经描述过的图1示出航空器发动机组件的示意性侧视图，其中该 航空器发动机组件包括现有技术的传统附连挂架； 

图2示出根据本发明的一个优选实施例的航空器发动机组件的分解透视图； 

图2a示出构成图2中示出的组件的附连挂架的刚性结构的横截面图，其中该截面穿过横向加强肋中的一个； 

图2b和2c示出类似于图2a的视图，其中刚性结构分别呈两个可替代的实施例形式； 

图3示出刚性挂架结构的前部分的正视图，其中前向发动机附连件是根据可替代的实施例设计的； 

图4示出刚性挂架结构的一部分，其中后向发动机附连件是根据可替代的实施例设计的； 

图5示出刚性挂架结构的一部分，其中前向机翼系统附连件是根据可替代的实施例设计的； 

图5a示出刚性挂架结构以及机翼系统的一部分的俯视图，其中前向机翼系统附连件是根据另一可替代的实施例设计的； 

图5b示出沿着图5a的线Vb-Vb的截面图； 

图5c示出图5a中示出的部分的侧视图； 

图6示出在前述图中示出的发动机组件的推动力吸收设备的放大俯视图； 

图7示出沿着图6的线VII-VII的截面图； 

图8示出类似于图6的视图，其中推动力吸收设备已被示出为处于在其两个侧向连接杆中的一个意外断裂之后所采用的构型。 

具体实施方式

图2示出要紧固在所述航空器的机翼2下方的航空器发动机组件的分解图，此组件1包括根据本发明的一个优选实施例的附连设备4以及 附连在所述设备4下方的、诸如涡轮喷气发动机的发动机6。 

在此组件1中，特定构件与图1中示出的现有技术组件的那些特定构件是相同或相似的。在这方面，在图中，具有相同标号的构件对应于相同或相似的构件。 

附连挂架4包括刚性结构108，刚性结构108也被称为主结构并支承用于发动机6的附连装置，这些附连装置具有多个发动机附连件10、12(各自仅部分地在图2中示出)，以及用于由发动机6产生的推动力的吸收设备14。 

为了说明，应当注意的是，组件1要由发动机舱(未示出)围绕，并且附连挂架4具有另一系列附连件109、109’，所述另一系列附连件109、109’附连在刚性结构108上并使得可以确保所述组件1在航空器的机翼/机翼系统2下方的悬挂。机翼系统附连件109、109’中的每个也仅部分地在图2中示出。 

设置有挂架4的两个发动机附连件10、12，这两个发动机附连件10、12分别被称为前向发动机附连件和后向发动机附连件。前向发动机附连件10插在刚性结构108的前端和风扇箱18的上部之间，而后向发动机附连件12插在刚性结构8和中心箱22或置于更靠后的排气箱之间。 

此外，也是本发明的客体的、用于推动力的吸收设备14整体上包括轴系统，轴系统支承将连接杆连接到刚性结构108的三个球窝接头，如将参照图6到图8在下文中详细描述的。 

在本发明的此优选实施例中，刚性结构108首先包括整体上沿方向X延伸的箱体150。箱体由单个中空段形成，单个中空段由树脂和碳纤维和/或玻璃混合类型的复合材料制成为单件，例如由CFRP(碳纤维强化塑料)制成。 

这种类型的箱体的生产可以是简单并且多样化的。这种类型的箱体的生产例如包括：将多层复合材料布置在阳模上，然后将层组放置在轻的阴模内，阴模将保证箱体外表面的精确形状。箱体外表面的精确形状通过在箱体内施加流体压力而获得，流体压力起到抵着放置于合适炉子中的箱体的内表面的压紧力的作用。 

自然地，层的堆叠可以包括局部地位于箱体的预定位置处的加强 件，其中其内表面不需要任何特别的精加工。热塑性的加强件也可以在其形成之后连结在箱体的外表面和/或内表面上。然而，优选地，设置成：箱体150的内部保持空。特别地，不具有横向加强肋，横向加强肋在本文中设置在箱体外部，如将在下文中详细描述的。 

箱体150具有基本是方形或矩形的横截面，该横截面的角部可以被略微倒圆角，这便利了它由复合材料的生产。此外，如将在后面描述的，横向加强肋围绕并紧贴箱体的外表面。因此，包含有紧贴箱体的基本是方形/矩形框架的肋于是可以在箱体的角部处具有强化区域，因为它们可以包含有用以填充在通过箱体的圆角而保持空的外部空间中的材料。肋的刚度由此被增强。 

如图2所示，箱体150在其所支撑的两个前向机翼系统附连件109、109处具有最大尺寸的截面。箱体从此最大尺寸区域纵向地向后延伸小距离并向前延伸较大距离，使得截面具有减小的尺寸，并且当然为单件，尽管两个纵向区段可以被认为没有超出本发明的范围。 

如上所述，刚性结构108通过箱体的多个横向加强肋152而制成，多个横向加强肋152在外部紧固在箱体150上，多个横向加强肋152通过装配其外表面而围绕箱体150。此外，加强肋沿方向X彼此间隔开。 

定向在平面YZ中的这些肋152中的每个优选地具有方形/矩形框架，其中框架的所有四个角部分别紧贴上柱和下柱以及箱体的两个侧向面。以此方式，肋152中的每个围绕单个箱体段，肋152通过焊接、螺栓连接或通过本领域技术人员可获得的任何其它传统技术来紧固在单个箱体段上。每个肋152在紧固在箱体上之前从箱体的具有较小截面的端部插入，然后相对于其移动，直到肋152的框架在其永久位置处支承在箱体的外表面上为止。在这个阶段，在将肋紧固在箱体上之前或之后，箱体可以以热塑性的方式被重新调整，以使得能够正确地组装在肋上，同时直接在外横向肋上进行热再成形。 

尽管肋152是主结构108的一体部分，但肋152——优选地为金属，被灵活地用于支撑挂架设施的或要围绕发动机的发动机舱的一个或多个其它零件。因此，肋152具有用于支撑所述设施的支撑装置，该支撑装置优选地与肋形成单件。 

因此可以看出，前向肋152中的两个在它们的框架的侧向侧处具有 用于铰接式发动机舱外罩(未示出)的支撑装置154，这些装置154呈沿方向X穿孔的配件形式，从而能够容置适当的铰链。 

前向肋152中的一个在其框架的下侧处具有用于后向发动机附连件12的支撑装置156。这些装置156呈向下定向的支撑板形式，其中配件157螺栓连接在该支撑板上，从而形成后向发动机附连件12的一体部分。后向发动机附连件以本领域技术人员已知的方式通过另一配件(未示出)而制成，其固定到发动机的中心箱22或与发动机的中心箱22制成为单件，经由铰接在两个配件中的每个上的U形夹和/或连接杆连接到配件157。 

类似地，最前端的肋152在其框架的下侧处具有用于前向发动机附连件10的支撑装置159。这些装置159呈向下定向的支撑板形式，配件161螺栓连接在该支撑板上，从而形成前向发动机附连件10的一体部分。前发动机的附连件以本领域技术人员已知的方式通过另一配件(未示出)而制成，其固定到发动机的风扇箱18或与发动机的风扇箱18制成为单件，经由铰接在两个配件中的每个的U形夹和/或连接杆连接到配件159。 

此外，箱体150在其最大尺寸截面处支撑配备有用于两个前向机翼系统附连件109、109的支撑装置163的肋152。用于两个附连件109、109中的每个的这些装置163呈侧向定向并对应于肋152的框架的侧向侧中的一个的上部的支撑板形式，其中两个附连件109、109中的每个基本对称地布置在箱体150的竖直且纵向中央平面的任一侧上。配件165螺栓连接在两个板163中的每个上，配件165是相关前向机翼系统附连件的一体部分。每个前向机翼系统附连件109以本领域技术人员已知的方式通过另一配件(未示出)而制成，其固定到前向机翼梁或与前向机翼梁制成为单件，通过铰接在两个配件中的每个上的U形夹和/或连接杆连接到配件165。 

此外，数个后向肋152在它们的框架的下侧处具有用于热保护底板32的支撑装置158。这些装置呈向下的肋延伸部形式，向下的肋延伸部的端部为凸起表面160，用于接收具有互补形状的底板32，底板32的外表面164要被发动机的主流36紧贴。利用该布置方式，有利地，不再需要现有技术中所使用的被称为APF的整流件30。 

肋152在它们的框架的下侧处还具有用于通风系统170的支撑装置166，其中通风系统170用于箱体的热保护。这些装置166可以呈不同形式——例如紧固板，通风系统170安装在该紧固板上，从而整体上呈在箱体的下柱下方从箱体的一端纵向地延伸到另一端的管形式。此管也可以穿过一个或多个后向肋152的下肋延伸部158，如图2所示。 

因此，通过由沿下游方向循环的冷流体流过，此管以自身已知的方式相对于由发动机放出的热量执行用于箱体的热保护功能。 

最后，肋152具有用于挂架的空气动力蒙皮的支撑装置，该空气动力蒙皮在图2中的附图标记为172。这些支撑装置对应于肋的边缘，肋的边缘为蒙皮172提供支撑表面。在示出的优选实施例中，设置有可以通过组装面板而获得的蒙皮172，以组成图1中示出的、现有技术中找到的所有的空气动力整流件——即前向空气动力结构24、后向空气动力结构26、连接整流件28和下部后向空气动力整流件30——的空气动力表面。蒙皮172因此设置成远离地覆盖箱体150的上柱和侧向面中的全部。 

因此，前向肋具有上延伸部178，上延伸部178具有被称为拱形的向外弯曲形状，以与前向空气动力结构24的上部和连接整流件28的前向部的相同形状匹配。后向肋具有上延伸部180，上延伸部180具有被称为凹陷状的向内弯曲形状，以与后向空气动力结构26的上部和连接整流件28的后向部的相同形状匹配。如图2所示，前向肋152的上延伸部178是凹入的，以接收具有互补形状的蒙皮部172，同时后向肋152的上延伸部180是凸起的，以接收具有互补形状的蒙皮部172，或者直接接收具有互补形状的机翼2的下表面。 

此外，前向肋的成拱形形状的延伸部178可以由例如热交换器管182的挂架管穿过，其中挂架管沿着箱体150的上柱行进。 

图2a示出由复合材料制成为单件的箱体150，该单件具有基本为矩形的、带圆角的横截面。每个肋152在箱体的整个周边上利用肋152的框架紧贴此箱体的外表面。换句话说，肋的框架在内部限定遵循封闭线路的接触表面，箱体在该接触表面上与之接触，并且箱体在其制造之后由于它的热塑特性而可以在该接触表面上被热再成形。 

如图2a所示，由于存在填充在通过箱体的圆角而保持空闲的空间 中的材料，肋的框架的所有四个角部具有强化的机械强度。有利地，整个肋的机械强度被提高。 

图2b示出用于制造箱体150的第一可替代的实施例，箱体150不再制成为单件，而是通过将由钛合金制成的下纵梁与由复合材料制成为单件的U形上部150a进行组装而获得。这里，U形结构因此形成箱体的上柱以及它的侧向面。形成箱体的下柱的下纵梁150b由于钛合金而使得可以更好地承受由发动机放出的热量，其中下纵梁150b定位成与发动机相对。将U形上部结构150a组装在下纵梁150b上可以通过例如螺栓连接来传统地实现。 

图2c示出源自第一可替代的实施例的第二可替代的实施例，因为第二可替代的实施例包括使用紧固在一起的并且每个均由复合材料制成的两个侧向面板150a’和上纵梁150a”来制成U形上部结构。 

图3示出刚性挂架结构的前向部，根据一个可替代的实施例，前向发动机附连件10设计在该刚性挂架结构的前向部上。实际上，这里设置成：刚性结构的最前端的肋152与形成发动机附连件10的一部分的配件161制成为单件。此配件161在肋框架152的任一侧上侧向地延伸，并且也从所述框架的下侧向下延伸。配件161支撑多个连接杆/U形夹185，其中多个连接杆/U形夹185在它们的端部中的一个端部处安装在——优选地以铰接的方式安装在——所述配件161上，并且多个连接杆/U形夹185在它们的另一个端部处安装在——优选地也是以铰接的方式安装在——固定到风扇箱18的上部或者与之制成为单件的另一配件184上。这里设置有分别安装在附连件10的侧向端处的两个连接杆/U形夹185。此外，配件161的中心部也以铰接的方式安装在配件184的中心部上。此安装优选地为“未决(pending)”类型，即当附连件10的两个侧向部中的一个被损坏时，力不以正常构型穿行，而仅以备用构型穿行。因此，此中心部执行所谓的安全性功能，也被称为失效保险。这里，铰链销沿方向X定向。 

类似地，图4示出刚性结构的一部分，根据可替代的实施例，后向发动机附连件12设计在刚性结构的该部分上。实际上，这里设置成：肋152中的一个与形成发动机附连件12的一部分的配件157制成为单件。此配件157从肋框架152的下侧大体向下延伸。配件157支撑多个连接杆/U形夹187，多个连接杆/U形夹187在它们的端部中的一个端部 处安装在——优选地以铰接的方式安装在——所述配件157上，并且多个连接杆/U形夹187在它们的另一个端部处安装在——优选地也是以铰接的方式安装在——固定到中心箱22的上部或者与之制成为单件的另一配件(未示出)上。这里，设置有分别安装在附连件12的侧向端处的两个连接杆/U形夹187。而且，配件157的中心部也以铰接的方式安装在紧固在箱22上的配件的中心部上。此安装优选地是“未决”类型，即当附连件10的两个侧向部中的一个被损坏时，力不以正常构型穿行，而仅以备用构型穿行。因此，此中心部执行所谓的安全性功能，也被称为失效保险。这里，铰链销沿方向X定向。 

图5示出挂架的刚性结构108的一部分，根据可替代的实施例，前向机翼系统附连件设计在挂架的刚性结构108的该部分上。在此图中，仅示出了两个前向机翼系统附连件109中的一个。然而，必须理解的是，其它附连件109具有沿着挂架和刚性结构的、附图标记为P的竖直且纵向中央平面的对称设计。 

这里，根据可替代的实施例，配置前向机翼系统附连件109。实际上，这里设置成：肋152中的一个与形成附连件109的一部分的配件165制成为单件。此配件165从肋框架152的侧向侧和上侧之间的角部大体向上延伸。配件165形成轭状物，连接杆/U形夹188安装在轭状物上，连接杆/U形夹188在其端部中的一个端部处安装在——优选地以铰接的方式安装在——所述轭状物上，并且在其另一个端部处安装在——优选地也是以铰接的方式安装在——固定到机翼的前向纵梁或者与机翼的前向纵梁制成为单件的另一配件(未示出)上。这里，铰链销沿方向Y定向。 

出于安全性原因，与肋152制成为单件的配件165通过另一配件165’而被加倍，配件165’沿方向Y叠加在它上。连接杆/U形夹188于是以类似于上述用于配件165的方式将此轭形配件165’连接到机翼系统的配件。此外，相同的铰链销可以穿过容置U形夹188的两个轭状物，如图5所示。最后，应当指出的是，压抵配件165的附加配件165’优选地通过螺栓连接而紧固在包含有此相同的配件165的肋框架152的侧向侧上。 

因此，在两个配件165、165’中的一个断裂的情况中，另一个通过确保力朝向机翼系统传输而执行失效保险功能。 

图5a到图5c示出组件200，组件200包括挂架4和机翼2，其中根据又一可替代方案组装两个前向机翼系统附连件109。 

这里，用于将刚性结构108附连在机翼2上的附连装置由两个前向机翼系统附连件109并且由后向机翼系统附连件109’形成。连接在机翼的相对于前向机翼梁201布置在后面的部分上的后向机翼系统附连件109’呈通过对配件和U形夹/连接杆进行组装而形成的类型的常规形式。 

另一方面，两个前向附连件109、109不再对称，但仍布置在挂架的竖直且纵向中央平面P的任一侧上。优选地，它们由挂架的同一虚设横向平面穿过。 

在图5a的底部处示出的第一前向附连件109具有沿方向Y定向的第一剪切安全销(shearing pin)202。第一前向附连件109还在两个肋152之间结合有附连在箱体150的侧向面上的挂架配件204，并且从箱体的上柱向上突出。定向在平面XZ中的突出部限定由销202穿过的孔。如图5a到图5c所示，为了安全性原因，挂架配件204可以通过附加挂架配件204’而被加倍，这因此执行失效保险功能。配件204’例如沿方向Y被紧固成叠加在配件204上。配件204’也由销202穿过。这些配件204、204’中的一个和/或另一个优选地也紧固在两个肋的框架的侧向侧上，其中这些配件204、204’位于这两个肋的框架之间，如可在图5c中更清晰地看见。 

此外，此前向机翼系统附连件包括机翼配件206，机翼配件206基本定向在平面XZ中并固定地附连在前向纵梁201上。因此，机翼配件206相对于前向纵梁201向前突出直到成轭状物形式的前向端，前向端容置挂架配件204的后端，并且也由销202穿过。这里，也出于安全性原因，机翼配件206可以通过附加机翼配件206’而被加倍，这因此执行失效保险功能。配件206’例如沿方向Y附连成叠加在配件206上。配件206’的成轭状物形式的前端也由销202穿过，其中配件206’的前端容置配件204’的后端。 

在图5a的顶部处示出的第二前向附连件109具有沿方向X定向的第二剪切安全销208。第二前向附连件109还结合有固定到刚性结构的挂架配件210，挂架配件210优选地与加强肋152中的一个制成为单件。实际上，被穿孔成具有由销208穿过的孔的此配件210在平面YZ中从 肋152的框架的上侧延伸。它也支撑与剪切安全销208建立机械连接的球窝接头212。 

附连件109也包括用于销的容置配件214，容置配件214固定到前向纵梁201。容置配件214在前向纵梁201的前部处通过螺栓连接而紧固在前向纵梁201上。容置配件214因此在纵梁201上具有后支撑表面，该后支撑表面沿与纵梁201相同的方向倾斜，即沿方向X和方向Y。此外，容置配件214具有面向挂架配件210、装配到平面YZ中的前表面。容置配件214由销容置孔穿过，从而使得可以将所述销嵌入在配件214中。 

因此，该销容置配件214沿方向X布置在前向纵梁201和挂架配件210之间。为了安全性原因，还设置有在图5a中可见的用于销的附加容置配件214’。配件214’通过螺栓连接在其上而固定到前向纵梁201，使得所述纵梁置于两个配件214、214’之间。此外，配件214’具有置于形成在纵梁201中的孔的延续部分中的销容置孔，纵梁201中的孔又位于配件214的孔的延续部分中。销208因此连续地穿过销容置配件214、前向纵梁201以及销附加容置配件214’。因此，在配件214失效的情况中，经过销208的力可以经由销附加容置配件214’传递到前向机翼梁，这执行被称为失效保险的安全性功能。因此，必须认为销208接合在配件214、214’中的每个中。 

为了防止销208悬在配件214上，还设置有用于保持销的配件216，配件216布置成使得挂架配件210置于销容置配件214与销保持配件216之间。配件216基本定向在平面YZ中、平行于其所面向的挂架配件210。配件216在其端部中的一个端部处优选地通过螺栓连接直接紧固到前向纵梁210，并且在其端部中的另一个端部处经由连接配件218间接地连接到前向纵梁210。优选地基本沿方向X定向的连接配件218设置为使前向纵梁201的倾斜沿Y方向偏移。因此，配件216、218和前向纵梁201形成直角三角形，配件210、214装配在该直角三角形中，并且连续地穿过配件216、配件210、配件214、纵梁201和配件216’的销208穿过该直角三角形。在这方面，应当指出的是，仍出于安全性原因，配件216也可以通过附加销保持配件216’而被加倍。于是，此配件216’沿方向X被紧固成叠加在配件216上。 

利用这些不同的布置方式，底部前向机翼系统附连件109使得可以 吸收沿方向X和Z施加的力，而顶部前向机翼系统附连件109使得可以吸收沿方向Y和Z施加的力。此外，后向机翼系统附连件109’也使得可以吸收沿方向Y和Z施加的力。因此，组成附连装置的这三个机翼系统附连件使得能够均衡地吸收力。 

图6和图7更详细地示出用于推动力的吸收设备14的实施例，该吸收设备不再包括如现有技术实施例中的舵杆。 

然而，设备14保留用于吸收推动力的两个侧向连接杆14a，这两个侧向连接杆14a相对于挂架的竖直且纵向中央平面P对称地布置。这两个连接杆14a传统地从发动机的中间箱向前和向上行进，其中这两个连接杆14a的前向端优选地以铰接的方式安装在发动机的中间箱上。连接杆14a的在中间箱上的铰链销各自仍以已知的方式基本垂直于共用平面，其中两个连接杆装配在该共用平面中。 

设备14包括在箱体10的下柱下方的沿方向Y定向的轴系统190。此轴系统例如包括两个同心轴190a、190b，如图6所示。轴的这种成双结构使得可以在两个轴中的一个断裂的情况中获得失效保险安全性功能。更一般地，轴系统包括优选地为具有圆形截面的筒体的单个轴，或包括也是具有圆形截面的筒体的多个同心轴。 

轴系统190支撑沿方向Y定向的三个球窝接头，其中这三个球窝接头的中心在系统190的纵向轴线191上对齐。这三个球窝接头包括主球窝接头192，它由绕轴系统190滑动的第一凸形球窝接头元件192a以及结合到第一配件194中的第二凹形球窝接头元件192制成。凸形元件和凹形元件自然地具有互补形状，从而形成球窝接头192，此形状对应于被两个彼此平行并正交于轴线191的平面对称地截短的球体。 

凹形球窝接头元件192b是固定地附连在配件194上的零件，或者与配件194制成为单件。此相同的配件194固定地安装在刚性结构108上，例如安装在两个直接相邻的肋框架152之间。如在图7中可见，第一配件194实际上可以具有基部，该基部支承并紧固在两个肋框架152的下侧上以及箱体150的下柱的置于两个肋之间的部分上。该安装优选地通过螺栓连接在箱体和两个相关的肋上来实现，其中后向肋优选地与后向发动机附连件12的配件157成一体。 

还设置有两个副球窝接头196，两个副球窝接头196沿轴系统190 的方向分别布置在主球窝接头192的任一侧上。两个副球窝接头196中的每个由绕轴系统190滑动的第一凸形球窝接头元件196a以及结合在连接杆14a中的一个的后向端处的第二凹形球窝接头元件196b制成。这里，凸形元件和凹形元件也具有互补的形状，从而形成球窝接头196，此形状对应于被两个彼此平行并正交于轴线191的平面对称地截短的球体。 

对于每个副球窝接头，凹形球窝接头元件196b是固定地附连在连接杆14a的后向端上的零件，或者与连接杆14a的后向端制成为单件。 

在图6和图7中示出的示例中，三个凸形球窝接头元件192a、196a因此各自具有沿方向Y的通孔，从而使得可以绕轴系统190滑动。三个凸形球窝接头元件192a、196a相对于所述系统190沿轴线191的方向的平移固位通过两个套筒198的存在来确保，两个套筒198是系统190的一体部分，两个套筒198使这些元件192a、196a彼此压抵。优选地，这些元件192a、196a也直接支承在彼此上，如图6所示。 

套筒198中的一个由轴系统的头部保持，而另一个由所述系统的、与所述头部相对布置的螺母保持。 

此外，设备14具有备用装置，从而使得可以确保在失效的情况下力的传递。这些装置包括两个第二配件199，这两个第二配件199固定地安装在刚性结构108上，优选地安装在箱体150的下柱上。两个第二配件199位于设备14的侧向端处，使得每个副球窝接头196沿轴系统的方向布置在这些第二配件196中的一个与主球窝接头192之间。此外，每个第二配件196在锁紧套筒198处具有游隙地被轴系统190穿过。如图6中所见，两个配件196如置于它们之间的第一配件194一样在平面XZ中延伸。 

因此，在正常的飞行状态中，发动机力连续地经过两个连接杆14a、两个副球窝接头196、轴系统190、主球窝接头192、第一配件194和刚性附连挂架结构108传输。由于经过两个连接杆传输的力的恒定平衡，轴系统190于是可以沿着主球窝接头的中心优选地在连接杆的平面中略微地振荡。然而，设备14设计成使得轴系统的振荡具有足够小的幅度，以不抵靠于第二配件199，其中在正常飞行状况下没有力经过该第二配件199。 

然而，如果在连接杆14a中的一个与轴系统190之间的力路径上发生意外失效——例如在图8中左连接杆的断裂，则推动力仅经过在右侧的另一个连接杆传输。这首先导致仅通过右连接杆挤压轴系统190，这造成系统190绕主球窝接头192的中心转动，直到轴系统190与和起作用的连接杆相关联的第二配件199之间的初始游隙已经完全被消耗为止。 

在准瞬间地存在这些构件之间的停止之后，发动机力连续地经过未失效的连接杆14a、轴系统190、两个主球窝接头192和副球窝接头196、两个配件194、196和附连挂架的刚性结构108传输。因此，充分确保了“失效保险”安全性功能。 

当然本领域技术人员可以对刚刚描述的仅作为非限制性示例的本发明作各种改变。例如，特别地，可以指出的是，发动机组件1是否已存在于被设计成使得它被悬挂在航空器的机翼系统下方的构型中，此组件1也可以呈不同的构型，从而允许其安装在此相同机翼系统上方，或者安装在机身的后向部处。 

Claims (7)

1.一种用于航空器发动机附连挂架(4)的推动力吸收设备(14)，所述设备包括第一配件(194)以及两个侧向连接杆(14a)，所述第一配件(194)用于固定到所述附连挂架(4)的刚性结构(108)，而所述两个侧向连接杆(14a)用于吸收推动力，

其特征在于，所述设备还包括支承三个第一凸形球窝接头元件(192a，196a，196a)的轴系统(190)，所述三个第一凸形球窝接头元件(192a，196a，196a)沿着所述轴系统(190)布置并分别属于主球窝接头(192)和布置在所述主球窝接头的任一侧上的两个副球窝接头(196，196)，所述第一配件(194)与和所述主球窝接头(192)的所述第一元件(192a)配合的第二凹形球窝接头元件(192b)成一体，并且，所述两个连接杆(14a)中的每个的端部与分别和所述两个副球窝接头(196，196)的第一元件(196a，196b)配合的第二凹形球窝接头元件(196b，196b)成一体。

2.根据权利要求1所述的设备，其特征在于，所述主球窝接头(192)和所述副球窝接头(196，196)的中心对齐。

3.根据前述权利要求中任一项所述的设备，其特征在于，所述设备包括用于固定到所述附连挂架的刚性结构(108)的两个第二配件(199，199)，所述第二配件布置成使得每个副球窝接头(196)沿所述轴系统(190)的方向布置在这些第二配件(199)中的一个与所述主球窝接头(192)之间，并且，每个第二配件(199)由所述轴系统(190)以具有游隙的方式穿过。

4.根据前述权利要求中任一项所述的设备，其特征在于，用于吸收推动力的所述侧向连接杆(14a)的另一个端部用于连接到所述发动机。

5.一种航空器发动机附连挂架(4)，所述航空器发动机附连挂架(4)包括根据前述权利要求中任一项所述的推动力吸收设备(14)以及刚性结构(108)。

6.一种航空器发动机组件(1)，所述航空器发动机组件(1)包括根据权利要求5所述的发动机附连挂架以及紧固在所述挂架上的发动机(6)。

7.一种航空器，所述航空器包括至少一个根据权利要求6所述的发动机组件(1)。

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