CN102470928A - 用于从飞机结构悬置涡轮轴引擎的梁 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于从飞机结构悬置涡轮轴引擎的梁(11)，其包括：用于紧固到飞机结构的第一连接装置(12)，和用于紧固到引擎的至少一个第二连接装置(13，14)。所述梁的特征在于，至少部分地由包括增强纤维(11’A)的金属基复合材料制成。在本发明一个实施例中，所述梁采取圆弧的形式。

Description

用于从飞机结构悬置涡轮轴引擎的梁

技术领域

本发明涉及航空涡轮轴引擎领域，更具体地涉及从飞机结构悬置涡轮轴引擎。

背景技术

在飞机中，涡轮轴引擎，例如涡轮喷气引擎，可在不同部位处固定到此飞机的结构上。例如，其可利用在引擎与飞机之间提供接口的支架固定在机翼下。通常，执行悬置功能的组件包括：前悬架和后悬架，其在引擎上的连接点在垂直于引擎轴线的两个平面中。经过这两个悬架的不同力分布在前部与后部之间。前悬架的平面经过前毂，其已知为中间壳体，而后悬架的平面经过后毂，其已知为排放壳体。

例如，在机翼下安装的情况下，前或后悬架通常包括通过连接棒连接到引擎排放壳体的横梁。

悬架例如从以申请人公司名义的申请FR 2 925 016中获知。

各梁形成飞机结构内的结实元件，因为它们必须具有相当良好的机械强度性能以能够支撑飞机下的引擎；在现有技术中，它们通常由例如Inconel718

这样的金属合金制成。由于它们的相当大的体积，因而还对包围引擎的机舱的主截面具有决定性影响。

本发明试图解决这些缺点。

发明内容

为此，本发明涉及一种用于从飞机结构悬置涡轮轴引擎的梁，整体沿一方向延伸，并包括：设计为固定到所述飞机结构上的至少一个第一连接装置，和设计为固定到所述引擎上的至少一个第二连接装置，其特征在于，所述梁至少部分地由包含增强纤维的金属基复合材料制成，特别地所述增强纤维平行于所述方向。

金属基复合材料本身公知用于形成沿压力/拉力操作的细长部件，例如连接棒或轴对称形状的部件。它们具有的优点在于：允许生产出的部件在沿与纤维取向相同方向在压力或拉力下工作时具有优良机械性能，而重量低于将用于相同应用的金属合金。这样的材料适于航空领域，特别是当始终希望以最小重量和尺寸优化部件强度时。所述部件包括金属基复合材料插件，它有时也可用于单件的部件。这样的复合材料由例如钛(Ti)合金这样的金属合金基体形成，增强纤维，例如由碳化硅(SiC)制成的陶瓷纤维在金属合金基体内延伸。这样的纤维具有的抗拉强度(典型地为4000MPa)显著优于钛的抗拉强度(典型地为1000MPa)。因此，纤维对力起反应，金属合金基体用作部件其余部分的粘合剂且用于保护和隔离不应相互接触的各纤维。进一步地，陶瓷纤维抗腐蚀，但确实需要以金属增强。

这样，本发明包括：使用新材料用于这种悬置应用，和认可所述梁可以适合成形。特别地，对于梁必须在拉力下和以弯曲方式操作的情况，可将梁成形而使其不会显示出前文中所述的重量和尺寸上的缺点。

根据本发明第一实施例，为了最好地对引擎产生的力(特别是扭力)起反应，所希望的是，引擎连接到梁的连接部位与竖直方向形成20至90°的角度。更具体地，这个角度被限定在吊架的中间平面与通过引擎轴线并通过梁上与引擎固定的吊环之一的轴线的径向平面之间吊环。引擎上的固定部位因而将尽可能低以确保稳固连接。这样的布置允许力最优地沿引擎壳体分布。

然而，梁的长度受限于重量的增加(梁的长度增大引起重量增加，而且所希望的是需要重量较小)，而且受限于尺寸的增大(尺寸增大导致主截面增大，这也是不希望出现的)。

进一步地，现有技术中使用的材料不允许梁沿横向伸长，也不允许形成张开如此大角度的连接部位。如前所述，所用金属合金具有高密度。因此，将连接部位进一步移动远离与吊架的中心固定部总体上显著增大悬架重量。进一步地，这些材料的机械性能意味着，不得不采用的形状从尺寸方面而言代价很高；这样的结果是，需要增大体积，尤其是当梁将用于中间壳体处的前悬架时需要增大围绕引擎的机舱的主截面；进一步的结果是，当梁将用于安装排放壳体时，通过引擎的气流将被削弱。

这样，申请人公司本身设定的一个目的在于，一种梁，其允许连接部位的优化布局而不对悬架重量或悬架尺寸具有任何不利影响。更具体地，横向梁需要包括连接到吊架并且通过两个臂相对于引擎轴线沿横向延伸的连接装置，臂的长度需要允许连接棒尽可能远离吊架的中平面而连接，使得这些连接棒尽可能低地固定到引擎壳体上。

根据本发明，所述梁具有细长形状，更具体地采取圆弧形状，两个第二连接装置布置在所述梁的端部。因此，可选择通过连接部位形成的很大钝角以适应需求。特别地，所述梁在其两端之间在张开40°至180°的圆弧上延伸。

优选地，所述第一连接装置布置在所述两个第二连接装置的中间并与这两个第二连接装置等距。这样的布置适合于具有对称分布力的设置。

根据此第一实施例的本发明因而具有以下优点：悬架的重量与现有技术相比减少约30-50％，而同时允许更好地对源自引擎的力起反应而不会对机舱主截面具有任何不利影响。由于部件的单件性质，因而其维护变得更加容易。所述梁包括在两个连接装置之间延伸的增强纤维。特别地，所述纤维从一个第二连接装置延伸到另一第二连接装置，而在纤维中没有间断。

更特别地，第一连接装置包括：安装板，其设计为接纳固定装置，例如螺钉。安装板因而可例如在机翼下安装的情况下直接固定到飞机吊架上。所述安装板特别地采取金属块的形式，所述金属块具有洞眼，用于固定到在所述梁的纤维的每侧上布置的所述飞机结构的装置。安装板可按照一定方式制造以与所述梁形成单一块或者可替代地通过任意适合装置连接到所述梁上。

所述安装板可设置有：形成第三连接装置的至少一个吊环。这样的连接装置适于传递与扭矩相关的力。优选地，所述吊环的取向方式使得力沿切向或大致沿切向传递到梁的纤维上，由此限制吊环承受的应力。吊环因而优选地相对于安装板的平面成50-80°之间的角度取向。

第二连接装置有利地包括吊环。该连接装置，例如连接棒，利用基本能够转动的构件，通过在这些吊环上的一端并通过在引擎壳体上的另一端，直接安装或者利用中间部件而安装，从而形成公知的轭。

根据本发明的第二实施例，所述梁采取环的形状，所述环被设计为环绕所述涡轮轴引擎，并至少部分地通过金属基复合材料制成。所述环中的增强纤维优选地被布置为与所述环同心的环。

而且在此实施例中，第一连接装置有利地包括：安装板，其设计为接纳例如螺钉这样的固定装置。该安装板因而在机翼下安装的情况下可例如直接固定到飞机吊架上。

更特别地，所述安装板采取金属块的形式，所述金属块具有洞眼，用于固定到在所述梁的纤维的每侧上布置的所述飞机结构的装置。

所述安装板还可设置有：形成额外连接装置的至少一个吊环，用于例如在第二连接装置失效时启用的备用连接部。

所述第二连接装置可沿所述环的圆周分布；更特别地，沿所述环的圆周分布的第二连接装置由吊环形成。所述吊环紧固到环上，从而形成例如具有环的单块系统或者连接到环的系统。

连接装置，例如连接棒，利用基本采用球转动部形式，即转动接头形式的构件，通过在这些吊环上的一端并通过在引擎壳体上的另一端，直接安装或者利用中间部件而安装。

根据本发明的第三实施例，所述的用于从飞机结构悬置涡轮轴引擎的梁包括增强纤维，所述增强纤维是直的，并大致平行于梁的整体方向。

当然，所述梁也可包括平行于与所述整体方向不同的方向而延伸的直的纤维和/或弯曲纤维。

所述梁因而针对最小重量和最小尺寸而被优化。特别地，对于相同性能，可提供比现有技术梁体积更小的梁，因而减小机舱的主截面。

所述梁被设计为直接固定到涡轮轴引擎上和直接固定到飞机上，或通过中间部件而间接固定到涡轮轴引擎上。

根据一个优选实施例，所述纤维不在所述材料内与一连接装置成直线延伸。在所述材料内与一连接装置成直线延伸意味着具有一部位，该部位允许一区段设置为垂直于纤维方向并经过所述部位且通过连接装置上的一部位，所述区段(连续地)包含在该材料内。因此，所述纤维不在所述材料内与一连接装置成直线延伸意味着：该纤维不具有可作为在材料内延伸的区段的端部并相对于纤维方向成直角地交汇于该连接装置的任何部位。以不同方式重申，不存在垂直于纤维方向并且完全包含在材料内的允许一条纤维连接到一连接装置的直的路径。

由于连接装置是梁所承受应力进入的部位，通过不在材料内与一连接装置成直线延伸，纤维不直接承受垂直于纤维方向且可能从连接装置通过材料传递到纤维的剪切应力。换言之，通过不在材料内使纤维与应力进入材料中的区域对正，在纤维上的剪切载荷受到限制；剪切应力因而通过梁的材料分布并且不直接到达纤维。现在，如先前所见，纤维在拉伸-压缩时(平行于纤维方向)很强，而并非在剪切时(垂直于纤维方向)如此。在梁中的纤维使用因而进一步优化。

优选地，梁包含在两个连接装置之间延伸的增强纤维，纤维没有间断。力因而从一个连接装置到另一连接装置分布(但纤维优选地较短地截止，以不与这些连接装置相对正地延伸)。所述梁优选地除纤维以外具有单件性质。

所述连接装置包括用于一固定装置的至少一个洞眼，例如孔。

根据一优选实施例，所述梁(利用第一连接装置)包括至少一个安装板，安装板具有孔，用于接纳例如螺钉这样的固定元件。安装板可例如允许梁在机翼下安装的情况下直接或间接固定到飞机吊架上。

安装板的制造方式可与所述梁形成单一块或者可替代地通过任何适合装置连接到所述梁。

根据本发明的此第三实施例的一种特定形式，其中安装板具有至少一个平坦表面，用于接触其所固定到的该飞机结构的部件，所述纤维大致平行于所述表面。

所述梁优选地包括至少一个安装板，所述至少一个安装板包括至少一个连接吊环，所述至少一个连接吊环形成第二连接装置(连接到例如一连接棒或另一吊环)，其具有供吊环销穿过的至少一个孔。特别地，吊环适于传递与扭矩相关的力。该连接棒可允许梁直接或间接地固定到涡轮轴引擎上。

所述梁可包括用于固定到所述飞机结构上的上安装板和用于固定到涡轮轴引擎上的下安装板，这两个安装板优选地形成为一个相同的单件部件。

所述梁优选地以钛合金形成。由此利用由碳化硅制成的增强纤维。这样的梁能够相对于钢梁实现50％的减重。

特别地，纤维被布置为至少一个矩形截面的直束，所述梁包括在其体积内的多个直束。在这样的情况下，取决于加在梁上的弯曲力并取决于束的定位，有利地，一些束可优选对拉伸力起反应，而同时其他束优选对压缩力起反应。有时，应注意，在一个相同的束内，特定纤维可主要在压力下工作，而其他纤维可主要在拉力下工作。

本发明的悬置梁可用于任何类型的悬置，特别是用于将涡轮轴引擎包含到飞机中并处于以下位置之一：在机翼下，在机翼上，当机舱合并于机翼时在机舱上，或在尾部上。

附图说明

现在通过例示参照附图描述本发明的非限制性实施例，其中：

图1以侧视图图示出前风扇涡轮扇引擎设置有根据本发明第一实施例的安装在排放壳体上的悬置梁。

图2是根据本发明第一实施例的梁在其应用环境中的原位立体图。

图3是显示出在图2所示梁内的增强纤维的布置的内含细节的视图。

图4显示出梁内的增强纤维的与图3相比不同的布局。

图5是用于本发明第一实施例的连接到飞机结构的第一装置的一个实施例的侧视图。

图6是图5所示第一连接装置的在AA上的截面图。

图7-9显示出根据本发明第一实施例的梁的另一应用。

图10是前风扇涡轮扇引擎的侧视图，其设置有根据本发明第二实施例的安装在排放壳体上的悬置梁。

图11显示出根据本发明此第二实施例的梁在其应用环境中的原位立体图。

图12是显示出在图11所示梁内的增强纤维的布置的内含细节的视图。

图13是本发明的连接到飞机结构的第一装置的一个实施例的侧视图。

图14是图13所示第一连接装置的平面图。

图15是第二连接装置的示意图。

图16是图1中所示类型的涡轮喷气引擎的示意性立体图，该涡轮喷气引擎设置有根据本发明第三实施例的前梁和后梁。

图17是图16所示前梁的与图16相比从另一侧所见的放大立体图。

图18是具有根据本发明第三实施例的另一形式的后梁的涡轮喷气引擎的示意性立体图。

图19是图18所示后梁的立体实线图。

图20是图19所示梁的一半的侧视图。

图21是图20所示梁在图20的平面B-B上的截面。

图22是图21所示梁在图21的平面C-C上的截面。

具体实施方式

图1图示出旁路涡轮喷气引擎1的整体轮廓。从左到右可见风扇壳体2和中间壳体3。中间壳体3的仅外壳环可见。其通过径向臂(在图中不可见)连接到毂，径向臂通过适合的轴承支撑旋转组件和例如形成低压BP和高压HP转轴的组件的转子的轴。在图中从左到右依次可见的是：直径渐增的小直径的HP压缩级4、燃烧室5、HP涡轮级6的各壳体，然后是直径更大的BP涡轮级7，在BP涡轮级7的下游为排放壳体8，排放壳体8类似于中间壳体3而支撑一毂，在所述毂上安装有该机器的旋转组件的转子的轴的下游滚动轴承。

引擎1通过前悬架(在此未示出)和后悬架10从其推进的飞机的结构(未示出)上悬置。悬架在图2中显示为原位处于排放壳体8(其以圆圈示意性图示)上。根据本发明的悬架10包括梁11，梁11由金属基复合材料的插件制成。梁11为具有矩形截面的细长形状，并形成在此张开(subtend)大于或小于180°的圆弧。该梁围绕排放壳体的上部分布置在垂直于引擎轴线Ox的平面(Oy，Oz)中。Oy表示横轴线，Oz表示纵轴线。

第一连接装置由紧固到梁两端之间的安装板12形成。安装板12由一金属块形成，其中在平面(Ox，Oy)中一个面用于安装固定到吊架(未示出)。该安装板通过例如螺钉固定到吊架上，所述螺钉布置在梁中线每侧上的安装板上形成的洞眼12a中。通过已知方式，安装板可适合地具有用于剪切销的洞眼12b。

第二连接装置分别由吊环13和14形成，吊环13和14在梁11的两端紧固到梁11上。所述吊环(可为单的或双的)具有轴线平行于引擎轴线Ox的孔，用于分别安装连接棒21、22的端部。这样，连接棒以拉力/压力工作，安装是枢转类型的安装，如现有技术中已知的那样。吊环与连接棒之间传递的力因而专门地沿连接棒的长度方向取向。连接棒的另一端以同样为枢转类型的安置方式固定到排放壳体8的法兰上。在所示布置中，第二连接物或多或少地沿直径相对设置，连接棒被安装于在平面(Ox，Oy)中处于低下位置且穿过引擎轴线的壳体上，以允许将力按照对特定连接构造最优的方式起作用。

悬置梁的这种几何形状通过在其结构内存在例如碳化硅纤维这样的增强纤维而成为可能。

图3通过内含细节显示出增强纤维的布置的第一示例。纤维11’A可见沿梁的长度方向平行于其壁延伸，并且形成将一个第二连接装置13连接到另一第二连接装置14的环。所述环围绕孔13a和14a延伸以固定连接棒。

图4显示出纤维的布局的另一示例。纤维11’B在从一个连接装置延伸到另一连接装置的圆弧中形成多缕，在此实例中为三缕。不同于前述实施例中的是，各缕在第二连接装置的近处截止。

沿纵向布置增强纤维，给予所述梁沿第一连接装置与第二连接装置之间的力路径的很高强度。

第一连接装置12的一个实施例已在图5和6中更详细图示。连接装置的安装板12在成束增强纤维的每侧上交叉延伸。这种布置允许用于固定构件的洞眼12a形成在成束纤维外侧而不会削弱它们。

在适合时提供第三连接装置，在此实例中由两个吊环12C和12D形成，吊环12C和12D被轴线平行于引擎轴线延伸的孔穿过，用于固定连接到壳体的连接棒并供扭矩力经由传递。所述吊环在此实例中示意性地图示为与安装板成直角，但它们优选地取向而使得通过它们的扭矩力是切向的。

图7-9图示悬置引擎的另一方式。在此实施例中，梁31或31’(对应于前述实施例的梁11并以相同方式制成)安装在多流涡轮喷气引擎的中间壳体3上。梁31包括在两个第二连接装置33之间的第一连接装置32。该第一装置由安装板形成，该安装板包括用于供螺钉穿过的孔眼，所述螺钉用于在机翼下安装的情况下固定到飞机的吊架上。两个第二连接装置33由单吊环(在图9中以附图标记33表示)或双吊环(在图8中以附图标记33’表示)形成，用于连接到中间壳体上，直接连接到在其外壳环上为此目的提供的法兰上或者通过连接棒连接。这些装置在图7-9中未示出。应注意，梁31、31’足够细而可以设想将其容纳在沿径向向外延伸的壳环的横法兰之间。

根据本发明的梁的应用不限于在机翼下安装的引擎。应认识到，所述梁可用于所有其他类型的安装，其中，所述梁能够以拉力/压力和以弯曲方式工作。

本发明的第二实施例图示在图10至15中。

引擎1通过前悬架(在此未示出)和后悬架110从其推进的飞机的结构(未示出)上悬置。悬架在图11中显示为原位处于排放壳体8(其以圆圈示意性图示)上。根据本发明实施例的悬架110包括：由金属基复合材料制成的梁111。梁111形成360°的环。该梁围绕排放壳体布置在垂直于引擎轴线Ox的平面(Oy，Oz)中。Oy表示横向，Oz表示纵向。

第一连接装置在被紧固到梁的安装板112上形成。安装板112由一金属块形成，其中在平面(Ox，Oy)中的一个面用于安装固定到一吊架(未示出)。所述板通过例如螺钉固定到所述吊架上，所述螺钉例如布置在梁111和供增强纤维通过的区域每侧上的安装板上形成的洞眼112a中。该安装板可通过已知方式适合地包括用于剪切销的洞眼。

第二连接装置由吊环113形成，其中一个吊环已在图15中原位图示，吊环113紧固到梁111上。吊环可为单吊环或双吊环，包括一轴线平行于引擎轴线Ox的孔，用于安装连接棒121、122或123的端部。图11示意性图示出围绕环的圆周分布的三个连接棒。这些连接棒的取向方式优化加入环中的力，使得纤维主要以拉力/压力或以弯曲方式工作。连接棒大致与环的曲线相切。连接棒以枢转方式安装在环上，如现有技术中已知的那样。吊环与连接棒之间的力的传递因而专门地沿连接棒的长度方向取向。连接棒的另一端也以枢转类型的安装方式固定到排放壳体8的法兰上。在连接棒与壳体之间和在连接棒与环之间的连接未示出。

悬置梁的这种几何形状通过在其结构内存在例如碳化硅纤维这样的增强纤维而成为可能。

图12通过内含细节显示出增强纤维的布置的一个示例。纤维111a形成与环111同心的环。

沿此环布置增强纤维，给予所述梁沿第一连接装置与第二连接装置之间的力的路径的很高强度。

第一连接装置的一个实施例已在图13和14中更详细地图示。连接装置安装板在成束增强纤维的每侧上交叉延伸。这种布置允许用于固定构件的洞眼形成在成束纤维外侧而不会削弱纤维。

在适合时提供第二连接装置，在此实例中由两个吊环112c和112d形成，吊环112c和112d被轴线平行于引擎轴线的孔穿过，用于例如备用固定。

本发明的梁的应用不限于在机翼下安装。应认识到，所述梁可用于所有其他类型的安装，其中所述梁同样能够以拉力/压力和以弯曲方式工作。

本发明的第三实施例在下文中参照图16至22描述。

引擎1通过前悬架209和后悬架210从其推进的飞机的结构(未示出)上悬置。悬架209、210固定到引擎吊架或支柱(在图15和16中未示出)上，引擎吊架或支柱本身紧固到飞机结构上。

前悬架209包括梁211，梁211通过中间部件212连接到中间壳体3的外壳环3a。此中间部件212部分地支持壳环的形状并且也已知被称为“轭”。

后悬架210包括梁213，梁213通过中间部件214连接到排放壳体8的外壳环8a上。

前、后悬架209、210的梁211、213被设计为固定到吊架上，并因而允许涡轮喷气引擎1从飞机上悬置。

本发明的此实施例的第一形式将参照图16和17的前梁211描述。当然这同样适用于后梁213。

前梁211整体上沿直轴线A延伸，并布置在平面Oy-Oz中。前梁211包括上安装板215和下安装板216，每个安装板大致在平行于轴线A的平面中(在图17中为在呈水平面的平面Ox-Oy中)延伸。上和下的概念涉及图17中或更一般地在所有图中的各元件的各自位置，用于使它们更易于描述。安装板215、216通过垂直于安装板215、216的平面的连接部分217而连接，因而在此实例中为竖直的连接部分217(其可具有横向和/或纵向的壁，在此实例中包括一个纵向壁和分别在纵向壁两侧上的两个横向壁)。凹部218在此连接部分217的每侧上形成以节省材料。连接部分217在此与上、下安装板215、216形成为单一件。

上安装板215具有平坦的上表面215a，该上表面215a设计为与上安装板所紧固到的吊架的对应表面相接触。固定到吊架的连接装置219形成在上安装板215上；这些连接装置219为洞眼219且更特别地为孔219，它们接纳将上安装板(以及梁211)固定到吊架上的固定螺钉。每个孔219形成在上安装板215的一个角部附近。剪切销220布置为以已知方式从上安装板215的上表面215a向外突出。

梁211包括连接装置220a、220b，连接装置220a、220b形成第二连接装置，在此实例中间接连接到中间壳体3上，在此实例中为位于其每个纵向端部的梁211的每侧上的吊环220a、220b。这些连接装置在此实例中是双吊环220a、220b。每个吊环220a、220b包括孔，用于容纳将其紧固到连接棒上的销，连接棒连接到中间部件212上，中间部件212自身以现有技术中公知方式固定到中间壳体3上。在吊环220a、220b和它们的连接棒之间的安装是枢转类型的，采用已知的方式。

梁211部分地由金属基复合材料制成，并包含增强纤维(以附图标记221示意性图示)，增强纤维是直的并大致相互平行(在此实例中为平行)且大致平行于梁211延伸所沿整体方向A。“直”意味着元件从一端到另一端不偏离。如前所述，这样的直纤维221的拉伸和压缩强度很高并因而能够有效对梁211承受的弯曲力(以及拉力和压力)产生反应。

根据此实施例，纤维分组为矩形截面的直的束或捆；这些束采取棒或段的形式，束的端部垂直于它们的轴线而截止。

纤维221还被布置为使它们不在材料内与一个连接装置成一直线延伸，特别是不与容纳固定装置的孔219成一直线，无论其为用于容纳螺钉的孔219(在上安装板215中)还是用于容纳吊环销的孔(在吊环220a、220b中)。这样，施加于连接装置219、220a、220b的剪切力不会通过材料直接传递到纤维221上，因为这些纤维不在材料内与这些连接装置219、220a、220b成一直线。

梁211包括：在梁211的竖直纵中平面的每侧上沿上安装板215的两捆纤维221；这些纤维221从安装板215的一端附近处不间断地延伸到另一端，但在它们到达容纳固定螺钉的孔219之前沿纵向间断，以不与它们成直线延伸。而且，梁211包括沿下安装板216的两捆纤维221，这些捆在梁211的横向竖直中平面的每侧上对称，每捆纤维221沿梁211的凹部218延伸，并在它们到达容纳固定螺钉的孔219之前沿纵向间断，以不与它们成直线延伸。

梁211由供纤维221延伸穿过的单件块形成。换言之，形成(单件)梁的金属与形成包含增强纤维221的MMC的基体的金属相同。纤维221是碳化硅纤维，制成梁211的金属是钛(Ti)合金。制造梁211的可行方式将在下文中描述。

根据本发明此实施例的梁的第二形式将参照图18至22描述。在本领域技术人员眼中，这种形式与前述实施例具有许多相似之处，由此原因，在图18至22中的梁的与图16和17中的涡轮喷气引擎和梁211的元件具有相同、等同、相似或相当功能或结构的元件使用相同的附图标记，仅以撇号(’)符号在二者之间加以区别。这样，可简化描述，读者理解，加以撇号符号的元件虽然与图16和17的元件不同，但与其相当并执行相似功能。这样，并未在此完整描述所述梁，当不存在不兼容性时，每个实施例的描述适应于另一实施例。

图18的涡轮排气引擎1’如前所述包含：中间壳体3’和排放壳体8’，二者均为结构性的。图18图示出飞机吊架P，涡轮喷气引擎1’通过前悬架209’和后悬架210’固定到吊架P。前悬架209’是专用类型，将不在此详细描述，具有在中间壳体的适合固定洞眼中装容的嘴部。后悬架210’包含单一的梁213’，其直接固定到排放壳体8上，而无中间部件。

梁213’大致沿直轴线A’延伸，并包括上安装板215’和下安装板216’，每个安装板大致在平面(在此实例中为水平面)中延伸，所述安装板平行于轴线A’并通过穿透的竖直纵向壁217’(在此壁217’中形成三个孔218’)而连接。

上安装板215’具有一平的上表面215a’，其被设计为与上安装板紧固到的区域中的吊架的对应部分相接触。固定到吊架上的连接装置219’形成在上安装板215’上，连接装置219’在此实例中为洞眼219’且更特别地为孔219’，其用以容纳将上安装板215’(以及梁213’)固定到吊架上的固定螺钉。如前所述，这些孔219’均形成在上安装板215’的角部附近，而同时还可提供剪切销。

梁213’还包括连接装置220a’、220b’、220c’，它们形成第二连接装置，直接连接到中间壳体3’上，在此实例中为从下安装板216’向下延伸的吊环220a’、220b’、220c’。更特别地，梁213’在其每个纵向端部分别包括双吊环220a’、220c’以及在这些吊环之间中间位置的一个单一吊环220b’。

在图17和18中位于梁213’左侧上的双吊环220a’包括在梁213’每侧上的两个沿侧向相对的接头222、223，每个接头222、223穿透以各自的孔224、225供接合到连接棒227的吊环销226穿过，连接棒227在其另一端连接到涡轮喷气引擎的排放壳体8’的双吊环228；吊环220a’的销226垂直于梁213’的整体轴线A’且为水平的。连接棒227与梁213’的吊环220a’的接合和与排放壳体8’的吊环228的接合被设计为至少在一定程度上是枢转的，以具体吸收不同的热膨胀。

在图17和18中位于梁213’中间的单一吊环220b’包括单一接头229，其处于沿侧向中心位置，并穿透以孔230供将单一吊环220b’接合到排放壳体8’的双吊环232(无中间连接棒)的吊环销231穿过；吊环220b’的销231垂直于梁213’的整体轴线A’且为水平的。吊环220b’、232的接合被设计为枢转接合。

在图18和19中位于梁213’右侧上的双吊环220c’包括两个双接头233、234，每个接头233、234分别穿透以两个平行孔(235，236)、(237，238)。接头233、234在梁213’每侧上相互沿侧向相对，它们的轴线(235，236)、(237，238)成对地对正以容纳用于接合连接棒241的两个吊环销239、240，连接棒241包括：设计为接纳两个销239、240的一端(或头)；和供销242穿过的另一端(或头)，其中销242提供与排放壳体8’的双吊环243的接合。连接棒241在梁213’的吊环220c’处的接合和在排放壳体8’的吊环243处的接合被设计为至少在一定程度上是枢转的接合。

梁213’部分地由金属基复合材料制成，因而包含增强纤维(以附图标记221’示意性图示)，增强纤维是直的并大致平行或者相互平行，且大致平行于梁213’延伸所沿整体方向A’。

纤维在此分组为矩形截面的直的束或捆；这些束采取棒或段的形式，束的端部垂直于它们的轴线而截止。在图19至22中，纤维221’因而被图示采取平行六面体形状的直插件的形式；在实践中，这些纤维是可用于制造梁213’的有效平行六面体MMC插件；一旦梁213’制成之后，这些平行六面体形状实际上形成纤维221’在其中延伸的封套(在形状上)，应理解，当纤维211形成时，在此实例中在纤维221’与梁213’的其余部分之间的金属存在连续性。特别地，如前所述，梁213’可通过MMC插件的等静压而形成为与MMC基体部分中的金属(在此实例中为钛合金)相同的金属块；当压缩完成时，梁213’为钛合金单件，增强纤维在梁213’内延伸而平行于其整体轴线A’。

应注意，梁213’的形成方式使得：纤维221’不在材料内与连接装置219’、220a’、220b’、220c’成一直线延伸，且更特别地不与这些连接装置219’、220a’、220b’的孔219’、224、225、230、235、236、237、238成一直线，它们形成将应力传递到梁213’的区域。

解释纤维221’不在材料内与孔成一直线的论述应被理解为意味着，不可能设计一包含在材料内的垂直于纤维221’的轴线(即，垂直于梁213’的轴线A’)且将孔219’、224、225、230、235、236、237、238连接到纤维221’的区段。特别地，应注意，纤维221’可延伸到上安装板215’上而在此实例中与下安装板216’的吊环220b’成一直线，因为它们将会通过在安装板215’、216’之间的中心孔218形成的空隙而分离，由此防止存在一垂直于纤维221’的轴线且在材料内将它们直接(连续)连接到吊环220b’的区段。

如图中可见，纤维221’不(绝对表述)与任何孔219’、224、225、230、235、236、237、238成一直线延伸(即它们不仅不在材料内与所述孔成一直线，而且根本不与它们成一直线，即使在其间存在空隙)。

应注意到，图20中的视图并不完全与实际中相同，只要纤维221’不延伸到截平面B-B中即可。然而，它们被图示以提供纤维221’通过梁213’的分布的空间图示。

如前所示的一种或其他梁可使用在以下专利申请中提出的方法之一的教示中的所有或全部内容而制造：以申请人公司名义申请的FR 2,886,290、FR 2,919,283、FR 2,919,284，或者还有以Messier Dowty的名义申请的FR2,925,897和FR 2,925,895。

根据一种制造方法，第一步骤包括：由金属基体陶瓷细丝制备插件或多个插件。这些细丝包括被涂覆以金属的陶瓷纤维，例如SiC纤维。它们还已知为MMC纤维或涂覆细丝。金属提供对于处理它们所必要的弹性和挠性。

复合细丝或涂覆细丝的制造可通过各种方式执行，例如通过电场辅助化学气相沉积，通过金属粉末电泳，或甚至通过涂覆陶瓷纤维(通过将陶瓷纤维浸入液态金属浴中)。这样的通过浸入液态金属中涂覆陶瓷纤维的方法在以申请人公司名义的专利EP 0 931 846中论述。

插件通过将涂覆细丝组装成束而形成。细丝通过粘接剂或通过将箔围绕所述束卷绕而被暂时保持在一起。它们也可通过将涂覆细丝围绕心轴缠绕而被组装，例如在专利FR 2,886,290中所述。

细丝卷或束然后被置于金属容器中，在金属容器中已经预先加工出槽以形成用于插件的容腔。槽的深度超过所述卷的高度。将盖置于该容器上并且在真空形成之后围绕容器周边焊接。该盖具有与槽形状互补的榫形状，盖的高度适合于槽中安置的卷或束的高度以将槽填满。然后执行热等静压步骤，在该步骤过程中，在纤维之间的间隙空隙被基体金属填满。金属细丝鞘焊接到一起并通过扩散而焊接到槽壁上，以形成由金属合金(陶瓷纤维在其内延伸)构成的密实体。所获得的实体被加工以获得所希望的包含增强纤维的部件。

变例包括：作为槽的替代方案，在主体中加工两个台肩以形成用于插件的支承表面。一旦插件定位在主体上或插件直接缠绕在主体上，槽和整个容器被重构，其各种部件在热等静压工艺之前被焊接到一起。

在申请FR 2,925,897中，插件通过组装涂覆细丝的束，然后将所述束包含在具有金属粉末的容器中而形成。该容器被清空并用盖密封，然后进行热等静压。粉末技术允许直接形成具有良好尺寸准确性、优异机械性能和良好冶金同质性的部件。而且，通过所述方法得到的部件的几何形状可被选择而使其尽可能接近于设定部件，而不需要或几乎不需要利用机加工操作。

这些制造方法的示例已经通过例示给出。它们并未穷尽。

Claims (17)

1.一种用于从飞机结构悬置涡轮轴引擎的梁，整体沿方向(A)延伸，并包括：被设计为固定到所述飞机结构上的至少一个第一连接装置(12，32，112，212)，和被设计为固定到所述引擎上的至少一个第二连接装置，其特征在于，所述梁(11；111；211；213’)至少部分地由包含显著平行于所述方向(A)的增强纤维的金属基复合材料制成。

2.如权利要求1所述的梁，采取圆弧形状，包括两个第二连接装置(13，14；33)，每个所述第二连接装置布置在所述梁(11)的端部，所述第一连接装置(12；32)形成在所述两个第二连接装置之间显著在中间的位置。

3.如权利要求2所述的梁，形成张开40°至180°的圆弧。

4.如权利要求2或3所述的梁，包括增强纤维(11’A；11’B)，且所述增强纤维在两个连接装置之间延伸，尤其是从一个第二连接装置(13)延伸到另一第二连接装置(14)，所述第二连接装置(13，14；33，33’)特别地由吊环形成。

5.如权利要求1所述的悬置梁，采取环(111)的形式，所述环被设计为环绕所述涡轮轴引擎。

6.如权利要求5所述的梁，其中所述环(111)的增强纤维(111a)被布置为与所述环同心的环。

7.如权利要求5或6所述的梁，其中显著由吊环形成的所述第二连接装置(113)围绕所述环(111)的周边分布。

8.如前述权利要求之一所述的梁，包括安装板(12；112)，所述安装板被设计为容纳例如螺钉的固定装置，所述安装板特别地采取具有连接装置的金属块的形式，所述连接装置包括洞眼(12a；112a)，用于固定到在所述梁(11，111)的所述方向(A)的每侧上的所述飞机结构的装置。

9.如权利要求8所述的梁，其中所述安装板设置有形成第三连接装置的至少一个吊环(12C；12D；112C；112D)。

10.如权利要求1所述的用于从飞机结构悬置涡轮轴引擎的梁，其中所述增强纤维(221；221’)是直的，并大致平行于所述方向(A)延伸。

11.如权利要求10所述的梁，其中，所述纤维(221；221’)不在所述材料内与一个连接装置(219，219’，220a，220b，220a’，220b’，220c’)成一直线延伸。

12.如权利要求10或11所述的梁，其中所述连接装置(219，219’，220a，220b，220a’，220b’，220c’)包括用于固定装置(226，231，239，240)的至少一个洞眼(219，219’，224，225，230，235，236，237，238)。

13.如权利要求10至12中任何一项所述的梁，包括至少一个安装板(216，216’)，所述至少一个安装板包括至少一个连接吊环(220a，220b，220a’，220b’，220c’)，所述至少一个连接吊环具有供吊环销(226，231，239，240)穿过的至少一个孔(224，225，230，235，236，237，238)。

14.如权利要求13所述的梁，包括用于固定到所述飞机结构的上安装板(215，215’)和用于固定到涡轮轴引擎上的下安装板(216，216’)，这两个安装板形成为一个相同的单件部件。

15.如前述权利要求中任何一项所述的梁，包括备用的额外连接装置。

16.一种如权利要求1至15中任何一项所述梁的用途，所述梁用于将飞机涡轮轴引擎悬置在以下位置中的一个：在机翼下，在机翼上，当机舱合并于机翼时在机身上或尾部上。

17.一种飞机，包括涡轮轴引擎，和如权利要求1至15中任何一项所述的用于悬置所述涡轮轴引擎的梁。

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