CN102470927B - 螺旋桨发动机的紧固系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及飞行器结构(2)上可振动元件(3)的紧固系统，包括至少一对固定的斗型件(10)，一边固定于可振动元件，另一边固定于飞行器结构上。这对固定的斗型件上的每个斗型件(10a、10b)都包括：-一个固定于结构上的外部刚性元件(12)；-一个安装于外部刚性元件内并与可振动元件连接在一起的内部刚性元件(13)；-和一个沿着外部刚性元件每侧边沿安装、夹于外部刚性元件和内部刚性元件之间的柔性元件(14)。

Description

螺旋桨发动机的紧固系统

技术领域

本发明涉及一种用于将螺旋桨发动机紧固于飞行器发动机连接支柱上以确保至少保吸收来自发动机的振动的一部分的紧固系统。本发明还涉及一种所述紧固系统的实施方法。

这项发明可应用在航空领域，尤其是应用在飞行器的发动机和支柱之间的连接的领域。

背景技术

航空领域中有很多种类型的发动机：

-涡轮喷气发动机，其通常安装于飞行器的机翼结构下方，通过发动机吊架或发动机支柱与该机翼连接在一起；

-涡轮螺旋桨发动机，其安装于飞行器后部或飞行器机翼结构下面。

今日最常用的飞行器是涡轮喷气式飞行器。但是这类飞行器的缺点是耗油量太大(航空煤油)。出于这个原因，某些飞机制造商仍继续开发涡轮螺旋桨飞机。事实上，与涡轮喷气飞机相比，使用螺旋桨的飞机具有噪音明显更小、耗油量更低的优势。但是，这种飞机的劣势是会产生许多振动，该振动对飞行器的结构有害，对乘客来说也相对较不舒适。螺旋桨的运动所产生的振动通过将发动机连接至机身的发动机支柱传送至飞行器的机身。利用发动机紧固系统可减弱该振动的传递。

目前具有多种将发动机固定于飞行器机身上的紧固件。特别是一种是刚性紧固系统，该刚性紧固系统用作发动机和飞行器机身(或机翼)之间的连接部。这种刚性紧固系统将来自发动机的力有效地传送至飞行器，但却不吸收任何振动。因此这种刚性紧固系统特别适用于几乎不产生振动的涡轮喷气飞机，但并不适用于螺旋桨飞机。

已经设想制造将发动机固定在机身上、可吸收振动的紧固系统。事实上，存在多种吸收振动的已知方法。人们熟知的可吸收振动的系统特别是通过产生对抗力量以抵消振动的动态谐振器。这样的谐振器通常安装在可以使其产生振动的结构点上。但是，此类动态谐振器的缺点就是作用范围有限，仅在给定的频率内有效。因为螺旋桨发动机产生频率不相同的多种振动，因此动态谐振器系统在用于紧固螺旋桨发动机的系统中不能非常有效。

此外，还存在已知的能够吸收振动的系统，称为减震器。使用减震器并不能改变振动模式，但能够缓和振动峰值。因此，为了有效，减震器需要最小速度，因此不能完全吸收由螺旋桨发动机产生的所有振动。

目前使用的螺旋桨发动机紧固系统是一种软性系统，该软性系统由可吸收振动的材料制成。这种软性系统也称为“Soft-Mount(软性安装件)”，通常使用弹性体制成。这种材料刚度相对较低且自身具有缓冲作用，因此可对振动进行过滤，即，可减弱一部分振动。

目前，螺旋桨发动机使用的紧固系统并不能完全实现其过滤低频，即振动频率低于20赫兹的作用。实际上，这些采用弹性体制作的柔性紧固系统是通过压缩而起作用的。其刚度曲线——该刚度曲线随压缩的力度而变化——呈非线性且大致为双曲线形。因此，压缩荷载施加得越大，其刚度就越大。所以，当要传递给结构的力很大时，弹性体就会变得刚硬。因为刚度曲线为双曲线形，所以柔性元件的刚度提升的速度比施加的力更快。此外，很难准确判定刚度的演变。因此，即使荷载并不高，但对于悬挂自身模式来说已经变得太高而无法用作过滤器。软性悬挂便失去了过滤器的功能。

换言之，一旦来自发动机的力超过巡航模式飞行的标准力，弹性体就变得相对刚硬，甚至完全刚硬，因此不再具备任何柔软性，无法再吸收振动。

发明内容

本发明的目的正是为了克服上述技术的缺点。因此本发明提出一种用于将螺旋发动机固定于发动机吊架的紧固系统，该紧固系统包括刚性元件和柔性元件，所述柔性元件夹于刚性元件之间，从而使得柔性元件在剪切力作用下工作，甚至成为限位装置。由于处于剪切力下的弹性体的刚度曲线为线性，本发明的紧固系统在承受比当前技术条件下的柔性系统大很多的发动机的力的情况下仍保持柔性。但是，一旦来自发动机的力变得很高，特别是在极端状况下飞行时，柔性元件便成为限位装置，使紧固系统不再过滤振动，而是传递所有力。

更具体地说，本发明涉及一种用于飞行器结构上可振动元件的紧固系统，其包括至少一对斗型件，该斗型件一方面固定于能够振动的元件上，另一方面固定于所述结构上，其特征在于这对斗型件的每个斗型件均包括：

-固定于所述结构上的外部刚性元件；

-安装于外部刚性元件内并与可振动元件连接在一起的内部刚性元件；以及

-沿着外部刚性元件每个侧边沿安置、在外部刚性元件和内部刚性元件之间的柔性元件。

本发明的紧固系统可以包括以下一项或多项特征：

-所述柔性元件为弹性体材料制成的板。

-所述柔性元件可在剪切状态下工作。

-包括位于外部刚性元件和可振动元件之间的第一空隙。

-包括位于内部刚性元件和外部刚性元件之间的第二空隙。

-包括位于内部刚性元件和外部刚性元件之间的间隔件。

-可振动元件是螺旋桨发动机，所述结构是发动机吊架。

本发明还涉及上述紧固系统的实施方法。该方法的特征在于其包括：

-柔性运行，其中，在可振动元件产生载荷正常时，所述系统能够吸收来自可振动元件所产生的振动；以及

-非柔性运行，当所述载荷极大时，使系统可成为限位装置。

根据本发明，该方法可以包括以下特征：

-当所述系统处于非柔性运行时，第一空隙和第二空隙中至少一个是被填充的。

本发明还涉及配备有使用上文所述紧固系统连接至发动机吊架的螺旋桨发动机的飞行器。

附图说明

图1示出使用本发明的紧固系统可紧固于其上的飞行器结构的总体视图；

图2示出本发明的紧固系统的侧视图；

图3示出本发明的系统的上方的斗型件的轮廓视图；

图4示出本发明的系统的一对斗型件的剖面轮廓视图；

图5示出本发明的系统的上方的斗型件的剖面侧视图；

图6示出本发明的系统可以插入的琴键式连接部。

具体实施方式

本发明涉及一种将可振动元件紧固于飞行器结构上的系统。特别涉及将螺旋桨发动机紧固于飞行器的发动机吊架上的系统。

在任何飞行器中，发动机均固定在发动机吊架上，该发动机吊架自身固定于飞行器的结构上。如发动机是螺旋桨式发动机，那么发动机从侧面固定于飞行器机翼下；或固定于飞行器后部。在下文描述的本发明的实施方式中，我们考虑这样的情况：螺旋桨发动机固定于发动机吊架上，该发动机吊架自身又固定于飞行器的后部机身的侧面。

发动机通过至少一个根据本发明的紧固系统固定于发动机吊架上。该紧固系统称为基于斗型件的系统。该系统包括至少两个固定的斗型件，所述至少两个斗型件在发动机吊架的两侧相对安装，确切地说，是在发动机吊架的主结构的两侧相对安装。

在图1中，示出发动机与发动机吊架之间的连接的一个样例，其包括本发明的紧固系统。本发明的紧固系统1一方面固定于发动机3上，另一方面固定于发动机吊架结构2上。发动机吊架结构2位于在两对斗型件10和11之间的空间内。

在图1的样例中，本发明的紧固系统1安装于发动机前部，这是因为发动机前部的温度比后部低。但是也可考虑将该紧固系统安装于发动机后部。

如图1所示的本发明的优选的实施方式中，紧固系统插入在发动机周围，在该处紧固系统所起的作用是发动机紧固件。但是，它也可安装于飞行器结构的许多连接部处，例如机身连接部处，该紧固系统便起到柔性结构连接部的作用。

图2中示出本发明的紧固系统一对斗型件的样例。事实上，本发明的紧固系统1可包括一对或多对斗型件10。在本发明的优选的实施方法中，所述的斗型件对是成双的，如图1所示。但是，紧固系统也可只包括一对斗型件10，如图2所示。

图2示出安装至发动机吊架之前的一对斗型件10侧视图。这对斗型件10包括上方的斗型件10a和下方的斗型件10b，这两个斗型件彼此相对。每个斗型件10a和10b都通过第一紧固装置4固定于发动机3上，并通过第二紧固装置5固定于发动机吊架(图2中未示出)上。

图3和图4示出紧固系统1上部的轮廓图。图3和图4示出的是包括成双的斗型件对的紧固系统的上部。请注意，下部的斗型件10b与上部的斗型件10a和11a相同，不同之处在于它们定位成相反(上部的和下部的斗型件的底板12c面对面)，以使得它们固定于吊架。

无论是上部斗型件还是下部斗型件，每个斗型件都具有外部刚性元件12、内部刚性元件13以及两个柔性元件14。在成双的斗型件的情况下，外部刚性元件的中央壁12d被两个斗型件10a和11a共用。

外部刚性元件12大致呈U形，包括两个竖直侧壁12b、底板12c和竖直后壁12a。侧壁12b和12d的前面明显倾斜。外部刚性元件12通过穿过所述外部刚性元件的底板12c的孔16的第二紧固装置5固定于吊架2的箱体上。此第二紧固装置5为用于可剪切紧固的元件。

内部刚性元件13的形状与外部刚性元件12的形状基本相同，该内部刚性元件13的底板具有直径比外部刚性元件12的孔16的直径大的孔。内部刚性元件13适于安装于外部刚性元件12的内部。内部刚性元件13通过第一紧固装置4(在图3和图4中不可见)固定于发动机3上。此第一紧固装置可以是拉力螺栓4，如图5所示，该拉力螺栓4插入穿过外部刚性元件和内部刚性元件的孔17的内部。此第一紧固装置将内部刚性元件与发动机3固定地连接在一起。

矩形柔性元件14沿着外部刚性元件的每个竖直侧壁12b(也称为侧边)安装于外部刚性元件和内部刚性元件之间。因此，每个斗型件10a和10b都包括竖直固定于内部刚性元件和外部刚性元件的侧边之间的两个柔性元件14。这些柔性元件14为柔性材料板，该柔性材料板能够承受相对于外部刚性元件的侧边的剪切位移。

图5示出本发明的紧固系统的斗型件的剖面视图。该剖面视图示出外部刚性元件12，其带有剪切紧固件5，以及拉力螺栓4，该拉力螺栓4通过孔17穿过外部刚性元件12和内部刚性元件13并将紧固系统1固定于发动机3。此外也示出了间隔件18，该间隔件18位于内部刚性元件和外部刚性元件后壁12a之间，并且其作用在于防止拉力螺栓的预拉力导致内部刚性元件与外部刚性元件相接触。此外，图5还示出位于外部刚性元件12和发动机3之间的第一空隙19以及位于内部刚性元件13和外部刚性元件12之间的第二空隙20。在本发明的一种实施方式中，第一空隙19的尺寸为4毫米，第二空隙20的尺寸为14毫米。这两个空隙一起构成了内部刚性元件在其柔性运行时的行进路线。空隙选择为不对称形，这是因为荷载力即传动力，是不对称的。

正如前文解释，本发明的紧固系统的每个斗型件或双斗型件均是通过拉力螺栓固定于发动机上，并通过可剪切的紧固元件固定于发动机吊架的箱体上。因此，内部刚性元件直接连接于发动机上，外部刚性元件直接连接于发动机吊架上。由此我们可以理解，发动机和发动机吊架之间是通过借助柔性元件相互连接在一起的刚性元件传递力。更具体地说，来自发动机的力通过拉力螺栓传递给斗型件。拉力螺栓作用于斗型件的内部刚性元件，即向它传递力；这些力随后通过柔性元件传递至外部刚性元件，所述柔性元件在剪切力下工作。最后，外部刚性元件通过可剪切的紧固件向发动机吊架传递力。

在这样的运行中，振动的作用是引起被内部刚性元件感知的力的轻微振荡。位于基部和孔(间隔件由此穿过)水平的内部刚性元件和外部刚性元件之间的空隙19和20，使内部刚性元件能够相对于外部刚性元件活动。柔性元件相联的这些空隙允许吸收振动。

上文所描述运行——称为柔性运行——中，紧固系统确保恢复(reprise)螺旋桨发动机传递的力矩：沿Y和Z方向的力，如图2所示，以及围绕X轴的扭矩。

在本发明的优选的实施方式中，刚性元件采用金属材料制作，柔性元件采用弹性体材料制作。根据本发明，弹性体可在剪切力下工作；实际上，在剪切作用下，弹性体刚度曲线为线性。因此，柔性元件的伸长与所受到的力成比例。在剪切作用下的弹性体的刚度曲线的线性允许更好地理解各种现象；也可根据弹性体的几何特征对其刚度进行最佳控制。

此外，弹性体的刚度曲线的线性也能够确定剪切力限位，即弹性体再也无法吸收接收的力量的剪切水平。事实上，我们很容易理解，如要在剪切作用下传递很高的载荷力，弹性体的厚度和表面应该很大，使得需要特定的体积。

所以，在本发明中，提出缓冲频率在一定频率范围内的振动。本发明的紧固系统因此设计成能够缓冲频率低于预定值(约为10至20赫兹)的振动。使用范围可选择成覆盖在常规飞行即正常飞行期间的所有载荷。对于极端载荷，即极端状况下的飞行(如强的阵风等)，系统进入金属与金属直接接触的限位，称为斗型件限位，即内部刚性元件靠着外部刚性元件的定位。

在限位状态下，柔性元件没有吸收振动的作用。然后，本发明的紧固系统能够以非柔性运行的模式工作。在非柔性运行的模式中，两个空隙19和20中至少一个被填充。内部刚性元件便直接与外部刚性元件接触。因此，来自发动机的力就通过发动机与外部刚性元件之间的接触被直接传递。然后再通过可剪切的紧固件直接传递给机翼支柱。

以上描述的是对于将发动机连接至发动机吊架的情况下的本发明的紧固系统。这种带有柔性斗型件的紧固系统也可插入于发动机吊架和机身之间的连接部。事实上，目前在飞行器上，发动机吊架和机身之间的连接是通过琴键式连接部进行的，也就是采用多个连续的连接部的形式，如图6所示。如前文所述，这些琴键式连接部可由本发明的柔性斗型件制成，这些琴键式连接部然后能够吸收吊架和飞行器机身之间的振动。

Claims (9)

1.飞行器结构(2)上的可振动元件(3)的紧固系统，包括至少一对斗型件(10)，所述至少一对斗型件(10)一方面固定于可振动元件，另一方面固定于所述飞行器结构上，

其特征在于，所述至少一对斗型件的每一个斗型件(10a、10b)包括：

-固定于所述飞行器结构的外部刚性元件(12)；

-安装于所述外部刚性元件内并与所述可振动元件固定地连接在

一起的内部刚性元件(13)；以及

-沿着所述外部刚性元件的每个侧边沿安装、在所述外部刚性元件和所述内部刚性元件之间的柔性元件(14)。

2.根据权利要求1所述的紧固系统，其特征在于，所述柔性元件是由弹性体材料制成的板。

3.根据权利要求1至2中任意一项所述的紧固系统，其特征在于，所述柔性元件能够在剪切作用下工作。

4.根据权利要求1至2中任意一项所述的紧固系统，其特征在于，所述紧固系统包括位于所述外部刚性元件(12)和所述可振动元件(3)之间的第一空隙(19)。

5.根据权利要求4所述的紧固系统，其特征在于，所述紧固系统包括位于所述内部刚性元件(13)和所述外部刚性元件(12)之间的第二空隙(20)。

6.根据权利要求1至2中任意一项所述的紧固系统，其特征在于，所述紧固系统包括在所述内部刚性元件和所述外部刚性元件之间的间隔件(18)。

7.根据权利要求1至2中任意一项所述的紧固系统，其特征在于，所述可振动元件是螺旋桨发动机，所述飞行器结构是发动机吊架。

8.用于实施根据权利要求1至7中任意一项所述的紧固系统的方法，其特征在于，该方法包括：

-柔性运行，其中，在由可振动元件(3)产生的载荷是正常时，所述紧固系统能够吸收来自可振动元件(3)的振动；以及

-非柔性运行，其中，当所述载荷极大时，所述紧固系统能够成为限位装置。

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1至7中任意一项所述的紧固系统。