CN102781780A

CN102781780A - 支撑飞行器发动机的外挂架

Info

Publication number: CN102781780A
Application number: CN2011800114897A
Authority: CN
Inventors: 迭戈·福尔奇科尔特斯; 帕布鲁蒂莫特奥·山子马丁内斯
Original assignee: Airbus Operations SL
Current assignee: Airbus Operations SL
Priority date: 2010-01-14
Filing date: 2011-01-14
Publication date: 2012-11-14
Anticipated expiration: 2031-01-14
Also published as: WO2011086221A2; EP2524870B1; ES2391967A1; CA2787329C; CA2787329A1; EP2524870A2; US20110168836A1; RU2012134642A; CN102781780B; US8740138B2; WO2011086221A3; RU2554187C2; ES2391967B1; ES2453315T3

Abstract

一种连接至机身（17）部分的用于飞行器发动机的支撑外挂架（19），所述机身部分具有弯曲形状的封闭横向截面并且包括外壳（31）和多个框架（33），所述外挂架（19）的结构构造包括：在机身内部的中心箱（41）以及在其两侧的两个外部侧箱（51、55），它们都由复合材料制成，所述三个箱（41、51、61）被构造成具有上外壳和下外壳（43、45；53、55；63、65）、侧加强杆（47、49；57、59；67、69）和至少一个中心加强杆（48、58、68）的多加强杆箱；具有在中心箱（41）与机身外壳（31）之间的完全连续的接合面；被连接至机身（17），从而保持机身外壳（31）的完整的连续性以及在到达中心箱（41）时任何中断的中间框架（33’）之间的完全的负载传递。

Description

支撑飞行器发动机的外挂架

技术领域

本发明涉及推进器发动机位于其后部的飞行器，尤其涉及支撑所述发动机的外挂架。

背景技术

已知商业飞行器（CBA vector 123，SARA，AVANTI，7J7）通过位于飞行器的后部中的推进器发动机供以动力，所述推进器发动机通过非移动性的外挂架方式被机身支撑。

这种飞行器构造引起的问题之一与诸如PBR（“推进器叶片脱落”）（即推进器发动机中的一个的叶片脱落并且撞击机身的事件）、UERF（未约束的发动机转子故障）或任何其他“大的损坏”事件等故障事件相关。因此，所述后部机身的设计将考虑这些事件，并且确保它的保持稳定性的能力并且确保能够安全着陆，即，将是耐冲击和能够抵抗破坏的机身。

在现有技术中，附连至飞行器机身的后部的非移动性的外挂架基本上由金属材料制成。

如众所周知的，在航空工业中重量是个重要方面，因此，甚至对于主结构也存在代替金属材料而使用复合材料的当前趋势。

大部分用在航空工业中的复合材料由嵌入在热固树脂或热塑树脂基体中的光纤束或光纤构成，并且采用预浸渍或“预浸处理”材料的形式。它的主要优点是：

-它们相对于金属材料的高的比强度。它是强度/重量的方程。

-它们的在疲劳负载之前的优良的行为。

-隐藏在材料的各向异性中的结构优化的可能性以及以不同取向组合光纤的可能性，允许就所施加的负载来说具有不同机械性质的元件的设计被根据不同的需求来调整。

在该框架中，本发明涉及对于将要附连至飞行器后部的、由复合材料制成的非移动性的发动机支撑外挂架的需求。

发明内容

本发明的一个目的在于提供一种由复合材料制成的支撑装置，所述支撑装置将要被附连至飞行器的机身部分，所述支撑装置可以诸如是非移动性的外挂架，用于在其后部具有推进器发动机的飞行器，并且能够经受住诸如PBR或UERF事件等故障事件。

这个和其他目的通过诸如附连至飞行器机身部分的外挂架的装置来实现，所述飞行器机身部分具有弯曲形状的封闭横向截面并且包括外壳和多个框架，其中：

-它的结构构造包括在飞行器机身内部的中心箱以及在其两侧且由复合材料制成的两个外部侧箱，所述三个箱被构造成具有上外壳和下外壳、侧加强杆和至少中心加强杆的多加强杆箱。

-在中心箱与机身外壳之间具有完整的连续接合面，结果当到达中心箱时中断任何中间框架。

-所述装置附连至飞行器机身，保持机身外壳的完整的连续性以及在任何中断的中间框架之间的完全的负载传递。

在优选实施例中，中心箱的中心加强杆的数量与中断的中间框架的数量相同，所述中心加强杆位于所述中断的中间框架向它们提供负载路径连续性的同一机身部分中。因此，可以实现作为那些所考虑的故障事件的故障保护的多加强杆外挂架。

在另一优选实施例中，所述附连装置包括：分别处于外部箱的上外壳和下外壳与中心箱的上外壳和下外壳之间的、设有穿过机身外壳的拉紧螺栓的多排拉紧配件；以及分别位于外部箱的侧加强杆与中心箱的侧加强杆之间的、设有穿过机身外壳的拉紧螺栓的多排拉紧配件。由此，实现了中心箱与侧箱之间的有效的钢琴类型的结合，从而允许机身外壳的完整的连续性。

在另一优选实施例中，所述附连装置还包括附连配件，所述附连配件设有处于中心箱的中心加强杆与中断的中间框架之间的螺栓。因此，实现了中心箱与中断的框架之间的有效结合，从而允许它们之间的完全的负载传递。

在另一优选实施例中，所述装置是位于飞行器后部机身中的外挂架，用于支撑具有推进器叶片的飞行器推进系统，所述装置具有在中部机身部分中的中心箱。

通过对实施例的下述详细描述，本发明的其他特性和优点将变得清楚，其中所述实施例关于附图解释了本发明的目的。

附图说明

图1是根据本发明的具有推进器推进系统的飞行器的部分透视图，通过上游外挂架将推进器推进系统附连至后部机身。

图2是图1中所示飞行器的正视图。

图3、4、5是分别沿图2中的平面A-A、B-B以及C-C截取的剖视图。

图6是外挂架中心箱的示意性局部透视图，示出其附连至框架和外部侧箱的附连装置。

图7是外挂架中心箱的内部部分的透视图，图7a是它与机身的接合面的放大视图，以及图7b是所述接合面的一个上部区域的放大视图。

具体实施方式

在飞行器11中，后部机身17应该是耐冲击以及能够抵抗破坏的机身，其中所述飞行器11具有带有推进器叶片15的推进系统13，所述推进系统13通过上游外挂架19附连至后部机身17。

由于推进装置13与机身17之间的距离大，使得外挂架19是高负载的结构。尤其地，机身17与外挂架19之间的接合面受高扭转、弯曲力矩影响，并且在紧急着陆和动态着陆的情况下经受高的推力负载和垂直负载。另一方面，外挂架19应该是在发生完全不同的事件（诸如由于叶轮碎片事件引起的损害、着火、疲劳失效或发动机更换）的情况下适用于被更换的结构。

如图1-2所示，在外挂架19的附连区域中，后部机身17具有大致呈弯曲形状的封闭横截面，所述横截面至少具有垂直对称的平面D-D和中心纵轴线29；后部机身17的结构包括外壳31和框架33，所述外壳和框架被制定尺寸用于保持在推进器叶片15脱落或任何其他上述故障事件中进行飞行器安全着陆时所需的飞行器稳定性。

参考图2-5可以看到，在根据本发明的优选实施例中，完全由复合材料制成的外挂架19包括在飞行器机身17内部的中心箱41以及在其两侧的两个外部侧箱51、61，所述外部侧箱以刚性的保持机身外壳31的完整连续性的方式在中间高度处附连至飞行器机身17。在该方面中，应该指出的是，在现有技术中，机身包括允许支撑推进系统的外挂架通过的开口。

三个箱41、51、61被构造为具有上外壳和下外壳43、45；53、55；63、65的多加强杆箱。所述侧箱51、61的侧加强杆57、59；67、69以及中心加强杆58；68都具有C形构造。

中心箱41的侧加强杆47、49具有C形构造，中心箱41的中心加强杆48具有双T形构造（用于将连续性提供给被中心箱41中断的中间框架33’的适当构造）。

中心箱41通过以下手段连接至外部箱51、61：

-分别在外部箱51、61的上外壳和下外壳53、55；63、65与中心箱41的上外壳和下外壳43、45之间的设有穿过机身外壳31的拉紧螺栓的多排拉紧配件71。拉紧配件71通过剪切铆钉连接至所述上外壳和下外壳53、63、43；55、65、45。

-分别在外部箱51、61的侧加强杆57、59；67、69与中心箱41的侧加强杆47、49之间的设有穿过机身外壳31的拉紧螺栓的多排拉紧配件73。拉紧配件73通过剪切铆钉连接至所述侧加强杆57、67、47；59、69、49。

因此，中心箱41通过所谓的钢琴式连接（piano union）而被连接至外部箱51、61。

如图7、7a和7b中所示的，通过连接至中间框架33’的腹板和内部凸缘的拉紧和剪切配件81以及通过经由剪切铆钉连接至中心箱的上外壳和下外壳43、45和中心加强杆48的背面配件83，形成被外挂架19中断的中间框架33’与中心箱41之间的结合。通过螺栓将拉紧和剪切负载从拉紧和剪切配件81传递至背面配件83。另一方面，机身外壳31给中间框架33’的外部凸缘提供连续性。

在刚刚描述的实施例中，外部箱51、61具有C形加强杆，但是本领域技术人员将容易理解，本发明还可以应用于具有双T形加强杆、X形加强杆、双λ（拉姆达）形加强杆、双π形加强杆、W形加强杆、Ω形加强杆的箱或者甚至应用于波纹形加强杆箱结构。

另一方面，应该指出的是，它的中心加强杆58、68在未被损坏的条件下在与中心箱41的所述结合中不起到任何特定的作用，使得它的数量和位置仅仅依赖于与外部箱51、61有关的制定尺寸考虑。在损坏事件中，中间的加强杆具有封闭抗扭箱的作用。

关于中心箱41，它的侧加强杆47、49具有与外部箱的侧加强杆57、59；67、69相同的C形构造。所述侧加强杆47、49的允许钢琴式连接的任何其他构造也是可以可接受的，诸如双T形侧加强杆、X形侧加强杆、双λ形侧加强杆、双π形侧加强杆、W形侧加强杆、Ω形侧加强杆、或者甚至波纹形加强杆箱结构。

中心加强杆48在形状和位置方面的构造依赖于上述的被中断的中间框架33’，以便提供上述的负载传递，即，利用所述中心加强杆48的中间框架33’负载连续性。

可以认为，外挂架19的这种结构设计加强了后部机身17的抗扭强度，以应对故障事件（例如推进器叶片15从发动机13分离会造成任一个箱41、51、61的一部分的故障的事件），因为所述箱的多个加强杆结构允许保持封闭箱使其经受住在所述事件中产生的扭矩。

其次，可以认为，外挂架19的该结构设计提供了与机身的被加强的接合面，用于在任何故障事件中保持飞行器的稳定性。

虽然已经结合优选实施例完整地描述了本发明，然而，明显地，本发明的修改可以包括在其范围内，不应当将该范围考虑成受所述的实施例的限制，而是由以下权利要求的内容限定。

Claims

1.一种附连至飞行器机身部分（17）的装置（19），所述飞行器机身部分具有弯曲形状的封闭横向截面并且包括外壳（31）和多个框架（33），其特征在于：

-a）所述装置（19）的结构构造包括在飞行器机身内部的中心箱（41）以及在其两侧的两个外部侧箱（51、61），它们都由复合材料制成，所述三个箱（41、51、61）被构造成具有上外壳和下外壳（43、45；53、55；63、65）、侧加强杆（47、49；57、59；67、69）和至少中心加强杆（48、58、68）的多加强杆箱；

-b）在中心箱（41）与机身外壳（31）之间具有完整的连续接合面，结果当到达中心箱（41）时中断任何中间框架（33’）；

-c）所述装置（19）附连至飞行器机身（17），保持机身外壳（31）的完整的连续性以及在任何中断的中间框架（33’）之间的完全的负载传递。

2.根据权利要求1所述的装置（19），其特征在于，所述中心箱（41）的中心加强杆（48）的数量与所述中断的中间框架（33’）的数量相同，所述中心加强杆（48）位于所述中断的中间框架（33’）向它们提供负载路径连续性的同一机身部分中。

3.根据权利要求1或2所述的装置（19），其特征在于，所述附连装置包括：

-分别处于外部箱（51、61）的上外壳和下外壳（53、55；63、65）与中心箱（41）的上外壳和下外壳（43、45）之间的、设有穿过机身外壳（31）的拉紧螺栓的多排拉紧配件（71）；以及

-分别位于外部箱（51、61）的侧加强杆（57、59；67、69）与中心箱（41）的侧加强杆（47、49）之间的、设有穿过机身外壳（31）的拉紧螺栓的多排拉紧配件（73）。

4.根据权利要求1-3中任一项所述的装置（19），其特征在于，所述附连装置还包括附连配件（81、83），所述附连配件（81、83）设有处于中心加强杆（48）与中断的中间框架（33’）之间的螺栓。

5.根据权利要求1-4中任一项所述的装置（19），其特征在于，所述机身部分（17）位于飞行器后部机身中。

6.根据权利要求1-5中任一项所述的装置（19），其特征在于，所述中心箱（41）位于中部机身部分中。

7.根据权利要求1-6中任一项所述的装置（19），其特征在于，所述装置是用于支撑具有推进器叶片（15）的飞行器推进系统（13）的外挂架。