CN102498038A - 飞行器发动机的悬挂支柱，包括所述支柱的组件及相关联的飞行器 - Google Patents

Abstract

发动机(22)被悬挂在联接于飞行器机身或机翼的支柱的线状主体部分(23)上。连接部分包括呈对称的平面翼部(25a、25b)，所述平面翼部构成角度从而能支撑附接凸缘(29)，发动机(22)直接地或通过悬挂元件(39)被悬挂在该附接凸缘上。翼部的平面形状使其易于生产且能更好地承受力。中间元件(39)能良好地承受悬挂所产生的悬伸力。柔性连接件(43、45)过滤发动机的震动且避免传递不规则的力。

Description

飞行器发动机的悬挂支柱,包括所述支柱的组件及相关联的飞行器

技术领域

本发明首先涉及飞行器发动机的悬挂支柱，以及包括所述支柱的组件及相关联的飞行器。

背景技术

在机身或翼部上存在多种类型的飞行器发动机的悬挂支柱；大部分在支柱的线状主体部分后面，包括附接有发动机且基本呈半桶状的连接部分。所述设计具有多个缺点，首先因为连接部分的复杂形状以及与主体部分的连结而造成该支柱的生产的复杂性，且对发动机所产生推力的不正确的传递，造成在连接部分中较大的弯曲力矩和振动。

法国专利2873088和2900907示出悬挂支柱的已知的设计。

发明内容

本发明的首要目的因此在于，提出形状简单且尽可能去除不规则性的飞行器发动机的悬挂支柱，其能将全部发动机力的组接收在基本垂直于发动机的轴线的同一平面上，且在某些特殊的实施方式中，其能有效过滤来自发动机的振动并改善飞机的舒适性。

本发明的总体的形式是飞行器发动机的悬挂支柱，其包括线状主体部分和连结在该主体部分上的连接部分，其特征在于，所述连接部分包括在主体部分上沿侧向延伸且彼此形成角度的两个平面翼部，以及能传递全部发动机力的附接凸缘，附接凸缘至少在圆的扇形区上延伸且通过一平面与翼部相连结。

连接部分的两个翼部在线状主体部分的端部和圆形凸缘——发动机可通过所述圆形凸缘被附接——之间提供形状的过渡，这有利于良好地传递力且简化生产。

翼部可以由可能需要加固的面板组成，或由例如相互铰接的连杆等非连续性结构组成。当使用面板时，一种有利的实施方式在于，通过与支柱主体部分的端表面相结合、使面板与翼部形成一体的中央面板而将面板连接在一起：因此可方便地通过加强肋来加固由中央面板和翼部组成的组件。如果翼部由连杆构成，那么可以是每个翼部有三个连杆且所述连杆呈三角形状地相互铰接。

对于附接凸缘，可设想多种设计。其尤其可在完整的圆上延伸，或仅在圆的扇形区上延伸；有利的是，其因此可通过与其连结的互补的扇形区而获得加固，从而使圆封闭并与强度弱于该凸缘的主体部分的区域一起被制造。所述翼部的一种有利的设计在于，翼部被构造成当距离附接凸缘越远，翼部越短，从而能更好地露出发动机。

所述设计的一种可能的缺点在于，支柱的主体部分和发动机的附接凸缘之间存在悬伸。然而，也能够通过这样来避免所述悬伸：翼部具有与支柱的轴向主体部分相同的宽度，因而使凸缘与该支柱相邻。

附接凸缘可以被直接附接在发动机上；然而，按照一更有利的不同设计，但是可能会较复杂，发动机通过一悬挂元件被附接在附接凸缘上，该悬挂元件包括附接于附接凸缘上的第一凸缘以及附接于发动机上的第二凸缘，所述凸缘呈圆形，悬挂元件还包括将第一凸缘连结于第二凸缘上的刚性结构，第一凸缘、第二凸缘和刚性结构包围发动机。

在如下情况时，所述第二种设计将会特别有用：试图通过其重心区域悬挂发动机，以便限制内弯曲度、应力及其传递的振动，对此我们将在以下详述。所述第二种设计也适合于不具有在轴向上凸出于支柱的悬伸的翼部构造。

如果悬挂元件通过柔性连接件至少被附接在发动机上(此外还可能被附接在支柱上)，将能更好地过滤推力和振动。为了支撑发动机相对于附接凸缘悬伸的支承部，通过发动机和支柱之间附加的柔性连接件来完成组装，附加的柔性连接件和悬挂元件在飞行器的轴向上位于附接凸缘的两侧。

本发明还涉及一种设有悬挂支柱的飞行器或上述飞行器组件。

附图说明

参考以下附图将详细描述本发明：

-图1和图2示出悬挂支柱的现有的第一实施方式；

-图3和图4示出悬挂支柱的现有的第二实施方式；

-图5至图8示出本发明的第一实施方式；

-图9示出本发明的第二实施方式；

-图10和图11示出本发明的第三实施方式；

-图12示出本发明的第四实施方式；

具体实施方式

按照上述指示的悬挂支柱的一端是法国专利文献2900907的主题，其中描述主要参考图1和图2。发动机1首先包括在后部的鼓风元件2、高压元件3(“核心”)以及在发动机舱5中从前向后喷射的元件4。支柱6包括沿高压部分3和喷射部分4上方部分纵向延伸的刚性主体部分7，以及悬挂件8。图2显示，主体部分7具有箱式加强结构且悬挂部分8包括在发动机1的上方母线上(在十二点钟处)延伸从而延长主体部分7的中央翼梁9；悬挂部分8本身由半圆形的翼部10a和10b延长，所述翼部分别呈四分之一圆且还具有由箱形加强结构。图1还示出发动机与支柱的连接件11a和11b，其分别在翼部10a和10b的基部延伸，12在翼梁9的前方延伸，13在主体部分7和喷射部分4的中央之间延伸，完全位于上述两者的后方，且被设置在鼓风部分2和高压部分3之间的连结平面上。

所述设计因此存在上述提到的在设计和生产方面的缺点，原因在于水平主体部分7、倾斜的翼梁9和不倾斜的翼部10a和10b之间方向的变化，且由于翼部10a和10b的圆形形状以及主体部分7和翼部之间的轴向较短连结，使得存在推力被错误传递到支柱6上的风险。

还将注意如图3和图4所示的法国专利文献2873988的设计，其中，与前述类似的发动机1′，由鼓风部分2’高压部分3’和喷射部分4’构成，所述发动机由支柱14支撑，该支柱包括沿飞行器的轴向定向的刚性结构15，从该结构上可拆下对称框架16(图上仅显示一个框架)，当保持向前走向时，该框架沿发动机1’降低，直到其水平中面。刚性结构14由两平行的翼梁17构成，所述翼梁由与其相连的横向中间加强筋18加肋。止动挡板19将框架16连接在翼梁17上，且将翼梁17在在加强筋18的前方相互连接。还是在此，支柱14悬伸较大，且大量弯曲的零件使制造困难。

参考图5、6、7和8描述新的悬挂支柱的第一实施方式。支柱总体被赋予附图标记20且将飞行器21(局部示出)与现在附图标记为22的发动机相连。支柱包括如同已知的众多实施方式的呈箱式结构的线状的且基本竖直的主体部分23，以及连接至发动机22的连接部分24a。连接部分24a包括两个对称的翼部25a和25b，两翼部之间形成锐角或钝角，所述翼部在主体部分23两侧沿侧向方向且在其下方延伸，并盖住发动机22的中央部分。翼部25a和25b是平的面板且通过中央面板26相互联合，翼部与中央面板形成一体且中央面板与主体部分23的端表面27结合，且翼部通过位于主体部分23下方的加强肋28加固，且所述加强肋28将翼部相互连接并将翼部连接在中央面板26上。

连接部分24a还包括呈平面或呈箱形的附接凸缘29，所述附接凸缘在圆的扇形区上延伸；所述附接凸缘通过一平面与翼部25a、25b以及中央面板26结合，且支承发动机22上的连接件30。连接件30之一处于十二点钟的位置(位于发动机22的上方的母线上)，其它位于水平中面的高度或在其表面上更高(构成180°角或更小的角，该角的顶点位于发动机22的旋转轴线上)。所述实施方式的特征在于，设计极为简单，特别表现在所有零件都是平面且由笔直的棱边界定，且非常易于组装，除了仍然无法避免使用附接凸缘29，但是可以通过一平面将其固定在翼部25a、25b和中央面板26的端部。因此可以限制连接部分24a中出现的复杂的应力，尤其是所产生的围绕竖直轴线Z和横轴线Y的弯曲，这在以前的形状复杂的设计中是很难避免的：发动机22的推力被传递至翼部25a、25b和中央面板26上，呈定向在其平面中的作用力的形式，在理论上不会具有使连接部分的刚度降低很多的垂直分力。

连接件30可以被安设在发动机22的同一横平面上，有利地靠近其重心附近，且可以由柔性连接件构成。由此产生的效果将针对另一实施方式更详细地描述。需注意，通常，该文本中描述的实施方式既不绝对的也并非不兼容，相反，经常，在出现与细节有关的力时，可以对所述的细节进行组合或转换。

图9示出另一实施方式，其中，附接凸缘的附图标记为31且与前面的区别在于，该凸缘在(发动机22和飞行器21的轴向上测得的)一特定长度上延伸，且其具有呈箱体的分隔结构，并带有两个平的蒙皮32a和32b，所述平的蒙皮分别被固定在翼部25a和25b以及中央面板26上，且通过连接件30被固定在发动机22上，两个同心的环形蒙皮33a和33b连结上述元件，以及加固内蒙皮34，其在环形蒙皮33a和33b之间，距离平的蒙皮32a和32b一半距离处延伸。所述实施方式可能最值得一提的元件是加固弧拱35，该弧拱连接附接凸缘31的端部，其中，所述弧拱铰接至一个端部，且在通过发动机22下方时固定于另一个端部；其作用不在于支撑发动机22，而是提高连接部分(在该实施方式中为24b)的结合力；还建议：附接凸缘31因而略超过半圈延伸，而弧拱35则略少于半圈延伸。

然而，所述两个实施方式体现出一个共同缺点：当支柱20的主体部分23需在轴向上远离与发动机22附接的区域，例如为了远离螺旋桨36时，不得不加长连接部分24a或24b且使支柱20的主体部分23和发动机22的连接件30之间承受较大的悬伸。由所述悬伸产生的力可以部分地被将附接凸缘29连接在主体部分23上的支撑梁37吸收(如图5所示)，或以等同的方式被在相同部位延伸的实心肋38吸收。通过消除从连接部分24的悬伸来减少悬伸效应的更彻底设计，将通过悬挂支柱的其它实施方式，在下文中更详细地描述。

现将参考图10和图11。如上所述，连接部分24c包括翼部25a、25b和中央面板26，但在此连接部分较窄，也就是说，在飞行器的轴向方向X上不超过主体部分23。附接凸缘29在此不直接连结在发动机22上，而是连结在悬挂元件39上，该悬挂元件由第一凸缘40、第二凸缘41和居于凸缘40和41中间的刚性结构42构成。第一凸缘40通过螺栓或柔性连接件43被连接在附接凸缘29上；而第二凸缘41通过螺栓或柔性连接件45被连接在发动机22的凸缘44上。第二凸缘41和柔性连接件45围绕发动机22的重心C的区域(在所述附图上以被截去一段的方式示出)。刚性结构42可以包括面板，或可能更好地，包括在圆周上的非连续元件，比如已经示出的框架、横梁或管件。需注意，凸缘40和41没有强制规定的方向且不一定相互平行：合理的是，将连接件45支承在发动机22上的第二凸缘41或者位于垂直于发动机22的轴线的平面上，而第一凸缘40或者为倾斜，平行于附接凸缘29，从而延长支柱20的主体部分23的后表面，所述主体部分23可以倾斜，但并非必需。

居于连接部分24c和发动机22a中间的悬挂元件39具有比连接元件更大的强度且因此能更好地耐受由悬伸产生的力。另一个优点在于，其构成能完全包围发动机22的圆形结构且因此能耐受所谓圆盘爆破，即发动机22转子的故障，其中，延伸在角向扇形区的一部分脱落且在离心力的作用下被抛射至发动机之外，并使其外壳爆裂并破坏其周围结构。可在不同位置产生的所述圆盘爆破如果折断支柱且使发动机掉落，将带来灾难性的后果；但在此，可排除所述可能性，这是因为悬挂元件39延伸在发动机22完整的周圈上，且即便爆破穿过它，其应能大部分保持完整；此外，支柱20和悬挂元件29在发动机的轴向和角向方向上具有足够的延长部，从而不会被朝向其的爆破完全切断。

更特别地，现在参考图11描述更特别的附接方式。合理选择的连接件能使安装静定，从而能控制应力的分布且因此避免在其所连接的元件中产生不利的应力，也就是在连接部分24c中以及同样在发动机22中产生弯曲应力，因为弯曲将导致转子和定子之间产生不规则的间隙，使性能降低，甚至过早磨损。一种有利的安装方式是，包括在第二凸缘41和发动机凸缘44之间规则地分布于圆周上的三个连接件45，其中之一位于上部母线上，且所述各连接件被设计得能传递在轴向方向X上的力，而传递发动机切向方向T上的另一力。所述分布可以完全规则，连接件45可处于120°的角度或较不规律的角度，侧向连接件45与上方连接件45形成的角度A可以从90°到120°。此外，悬挂元件39的第一凸缘40和附接凸缘29之间的连接件43被设计成可以传递方向X和方向T’上的力，所述方向T’基本相切于凸缘且确切地定向为翼部25a或25b或中央面板26的主方向，连接件43分别在其前方延伸。将注意到，后方的柔性连接件46，在支柱20的前方，将中央面板26的下表面和发动机22直接相连，也就是位于附接凸缘29离其它连接件43和45的另一侧。

在一特别的实施方式中，连接件43以及更特别的连接件45可以是柔性。所述实施方式能够过滤发动机对飞行器的其余部分的震动。

下面将描述所述设计的效果。如果由通过重心的平面来附接发动机22，便能够去除传递至飞机的其余部分上的固有震动方式，且更容易对其进行处理，可通过使用已知的措施，尤其是正确选择柔性连接件45及其位置来减少震动。由静定安装产生的所述去除，以及由柔性连接件产生的柔性因而能过滤震动，且选择仅传递在轴向X和切向T上的作用力的连接件，能避免将弯曲力传递至悬挂元件39上。相邻于附接凸缘39的柔性连接件43具有相似的特征和效果，即能避免弯曲翼部25a、25b和中央面板26且能过滤震动。如果连接件43和45在方向X上很好地成对对齐，也就是连接件43和45数量同样多且具有相同的相邻角度间隔，那么发动机22向支柱20传递的力便是渐增的，不会在连接部分24c和悬挂元件39上产生非常不规则的力。源于悬伸的力主要由非常刚硬的悬挂元件39承受，随后由刚度较小的翼部25a和25b承受，既借助其平整度，以及不存在垂直于其平面的力，也借助由主体部分23在其全部宽度上(在轴向方向X上)对其的支撑来承受所述力。附加的柔性连接件46能在方向Y和Z上承受来自悬伸力Y和Z的部分。其同样也可以用来过滤特定的震动模式，而不会在发动机22中引入有害的弯曲。

尽管离散的连接件存在所有优点，也可以不使用所述连接件，而是通过螺栓来固定凸缘39、40、41和44，从而使所述组件减轻重量。

翼部25a和25b的另一优点在于，其可以很方便地带有斜边47，从而使其向前变得越来越短，即较少地覆盖发动机22，且因此比通常的四分之一圆的结构更容易接近，而所述四分之一圆的边缘的结构更难以制造。

下面参考图12来阐述连接部分24d的另一实施方式。翼部25a、25b被同样为平面且具有几乎相同延长度的翼部48a和48b所取代，但所述翼部在此并不由面板或板片构成，而是由三个彼此呈三角形铰接的连杆构成，其中，第一连杆49a抵靠主体部分23的端表面延伸，第二连杆49b沿附接凸缘29延伸，而第三连杆49c在上述两者之间，位于另一实施方式的斜边47的位置。可以不存在中央面板26。本发明可以被应用于不同类型的发动机，尤其是鼓风发动机(浆扇发动机)和双流涡轮喷气发动机(涡轮风扇喷气发动机)。支柱可以被悬挂至飞行器21的机身或机翼。

Claims (15)

1.飞行器的发动机(22)的悬挂支柱(20)，其包括线状主体部分(23)和连结在该主体部分的连接部分(24a至24d)，其特征在于，所述连接部分包括在主体部分上侧向延伸且彼此构成角度的两平面翼部(25a、25b、48a、48b)，以及能传递全部发动机的力的附接凸缘(29、31)，所述附接凸缘至少在圆的扇形区上延伸且通过一平面与所述翼部相连结。

2.根据权利要求1所述的支柱，其特征在于，在飞行器的轴向方向(X)上，所述翼部的宽度与主体部分的宽度相同。

3.根据权利要求1或2所述的支柱，其特征在于，所述翼部(25a、25b)由面板构成。

4.根据权利要求3所述的支柱，其特征在于，所述连接部分包括与主体部分的端表面(27)相结合且与翼部(25a、25b)形成一体的中央面板(26)。

5.根据权利要求4所述的支柱，其特征在于，所述中央面板和翼部通过加强肋(28)相结合。

6.根据权利要求1或2所述的支柱，其特征在于，所述翼部(48)由相互铰接的连杆(49)构成。

7.根据权利要求6所述的支柱，其特征在于，对于各所述翼部，所述连杆的数量为三，且相互之间呈三角形地被铰接。

8.根据权利要求1至7中任一项所述的支柱，其特征在于，所述附接凸缘包括在圆的扇形区上延伸的主体部分，以及与所述附接凸缘的主体部分相连结的补充扇形区(35)，从而使圆封闭并与强度弱于主体部分的区域一起被制造。

9.根据权利要求1至8中任一项所述的支柱，其特征在于，所述翼部被构造成当距离附接凸缘越远，所述翼部越短。

10.包括根据上述权利要求中任一项所述的悬挂支柱和发动机的飞行器组件，其特征在于，发动机被直接附接在附接凸缘上。

11.包括根据上述权利要求1至9中任一项所述的悬挂支柱和发动机的飞行器组件，其特征在于，发动机(22)通过悬挂元件(39)被附接在附接凸缘(29)上，所述悬挂元件包括附接于附接凸缘的第一凸缘(40)以及附接于发动机的第二凸缘(41)，所述第一凸缘和第二凸缘在周圈上呈圆形，所述悬挂元件还包括将所述第一凸缘(40)连结于所述第二凸缘的刚性结构(42)，所述第一凸缘、第二凸缘和刚性结构围绕发动机。

12.根据权利要求11所述的飞行器组件，其特征在于，所述悬挂元件通过柔性连接件(45)至少被附接在发动机上。

13.根据权利要求12所述的飞行器组件，其特征在于，所述飞行器组件包括在发动机和支柱之间的附加的柔性连接件(46)，所述附加的柔性连接件和悬挂元件在飞行器轴向上位于附接凸缘(29)的两侧。

14.飞行器，其特征在于，其设有根据上述权利要求中任一项所述的悬挂支柱。

15.飞行器，其特征在于，其设有按照权利要求10至13中任一项所述的飞行器组件。

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