CN103492266A

CN103492266A - 在吊架上安装航空器发动机的方法以及实施所述方法的发动机紧固件

Info

Publication number: CN103492266A
Application number: CN201280018156.1A
Authority: CN
Inventors: 皮埃尔-阿兰·施昂德; 玛丽莱恩·贝纳德
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2011-04-14
Filing date: 2012-03-30
Publication date: 2014-01-01
Anticipated expiration: 2032-03-30
Also published as: EP2697118A1; US9708982B2; RU2625403C2; CA2832088C; RU2013150584A; CN103492266B; EP2697118B1; BR112013025372B1; CA2832088A1; FR2974065B1; US20140033729A1; WO2012172208A1; FR2974065A1; BR112013025372A2

Abstract

本发明涉及一种在吊架（43）上安装航空器发动机（40）的方法，其特征在于，它包括以下步骤：将至少一个第一剪切销（53）定位进入设置在先前使用连杆被连接到所述发动机（40）的前置发动机紧固件（46）的第一开口（51）内，或者定位进入设置在吊架（43）的前表面（48）的第一孔内；通过与接收腔相对放置第一剪切销（53），相对于吊架（43）预定位包括所述发动机（40）和所述前置发动机紧固件（46）的组件；如果第一剪切销（53）被定位进入第一开口，则所述接收腔为第一孔，或者如果第一剪切销（53）被定位进入第一孔，则所述接收腔为所述第一开口（51）；以及将第一剪切销（53）插入到接收腔中。

Description

在吊架上安装航空器发动机的方法以及实施所述方法的发动机紧固件

技术领域

本发明涉及一种将航空器发动机安装到吊架上的方法。

本发明的技术领域通常为航空器发动机领域，更特别地为在航空器机翼下连接发动机的领域。

技术背景

图1为根据通常适用于现有技术的第一连接装置，被连接到吊架13的航空器发动机10的示意图。在以下的描述中，对于X，它是指吊架13的纵向方向，其也可以被视为发动机10的纵向方向，方向X平行于发动机10的纵向轴线18。另一方面，对于Y，它是指横向地指向吊架13的方向并可被认为是发动机10的横向方向，以及Z为垂直方向，这三个方向X，Y和Z彼此正交。此外，术语“前”和“后”相对于由发动机10所产生推力经受的航空器的前进方向，该方向用箭头19示意性地示出。发动机10具有大尺寸的可用的风机外壳11，并在后部包括较小尺寸的涡轮机外壳12。风机外壳11和涡轮机外壳12当然彼此形成为一体。风机外壳11为圆柱形状，所述圆柱沿X轴延伸。吊架13，也被称为支架，能使发动机10悬挂在航空器机翼14下。吊架13实际上在发动机10和机翼14之间形成接口。吊架13还使发动机10所产生的应力传递到航空器的结构中，并允许燃料系统、电气系统、液压系统和气动系统在发动机10和航空器之间传送。发动机10设置有用于将发动机10连接到吊架13的系统，其介于发动机10和吊架13的下表面15之间。所述连接系统包括前置发动机紧固件16和后置发动机紧固件17。前置发动机紧固件16将风机外壳11连接到吊架13的下表面15，并且后置发动机紧固件17将涡轮机外壳12连接到吊架13的下表面15。

图2为前置发动机紧固件16的透视图。前置发动机紧固件16包括放置在衣架样部件（coathanger）22上的悬臂梁21，并通过铰链连杆23连接到其上。悬臂梁21包括平面上表面24，旨在接触和经由螺栓连接到吊架13的下表面15。衣架样部件22形状弯曲以准确地适合风机外壳11的圆柱形状，并经由螺栓连接到其上。

图3a、3b和3c表示将发动机10安装到吊架13的不同步骤，所述吊架13被固定到机翼14上。所述附图的元件沿着YZ平面表示。在图3a中，所述发动机10放置在地面上。前置发动机紧固件16被连接到发动机10的风机外壳11上。提升吊带（hoisting harnesses）30被固定到机翼14的一端上，且另一方面被固定到风机外壳11上。使用提升吊带的航空器发动机的垂直提升对于本领域技术人员来说是已知的。在图3b中，发动机10通过提升吊带30垂直地悬挂。在图3c中，前置发动机紧固件16的上表面24被压在吊架13的下表面15上，并经由螺栓31被连接到其上。

发动机10与吊架13的这种连接导致发动机10和吊架13之间存在空间。所述空间的高度为前置发动机紧固件16的高度，由于风机外壳11的高度高于涡轮机外壳12的高度。但是，由于空气动力学原因，试图使发动机10尽可能接近吊架13。这确实使吊架13的空气阻力减少并使发动机具有更大的风扇直径。

为了克服该缺点，提出了一种解决方案，其中前置发动机紧固件和一种将发动机安装到吊架上的方法，使得这样所述前置发动机紧固件被连接到吊架的前表面，并不再连接到吊架的下表面。因此，发动机和吊架之间的空间可被减少。所披露的安装方法包括使用提升吊带垂直地提升发动机，直到四个设置在发动机紧固件内的通透开口与设置在吊架的前表面内的四个孔相一致，然后插入剪切销到每个因此形成的缝隙中。前置发动机紧固件因此使用四个剪切销和螺栓被连接到吊架的前表面。

然而，这样描述的安装方法很复杂，因为插入剪切销通过前置发动机紧固件的通透开口，然后通过吊架的孔，需要前置发动机紧固件朝向吊架非常准确的定位，尤其由于对于每个待插入的四个剪切销来说，操作应重复四次。为此，安装发动机到吊架上的时间很长。

发明内容

本发明的目的是提供一种解决刚才陈述的问题的方法，通过提供一种通过前置发动机紧固件将航空器安装到吊架的方法，所述前置发动机紧固件通过两个剪切销被连接到所述吊架的前表面，所述两个剪切销被预先插入前置发动机紧固件的通透开口或者设置在吊架前表面上的孔。相对于现有的方案减少剪切销的数目，以及预插入它们，使前置发动机紧固件与到吊架前表面的连接的劳动强度较小。

根据第一方面，本发明因此实质上涉及一种将航空器发动机安装到吊架上的方法，其特征在于，它包括以下步骤：

—将至少一个第一剪切销定位：

—进入设置在预先使用连杆连接到所述发动机的前置发动机紧固件内的第一开口，

—或者进入设置在吊架前表面的第一孔；

—通过与接收腔相对放置第一剪切销，相对于吊架预定位包括所述发动机和所述前置发动机紧固件的组件，所述接收腔为：

—第一孔，如果第一剪切销已被定位进入第一开口；

—或者第一开口，如果第一剪切销已被定位进入第一孔；

—将第一剪切销插入到接收腔中。

除了在前述段落中刚刚提到的主要特征，单独考虑或者根据任何技术可能组合，根据本发明的方法可具有一个或者多个以下的进一步特征：

—相对于吊架预定位发动机的步骤包括以下子步骤：

—垂直地提升包括发动机和前置发动机紧固件的组件；

—将前置发动机紧固件的上部和吊架的前表面基本平行地定位；

—相对于吊架预定位发动机的步骤包括在提升子步骤和定位子步骤之间的进一步子步骤，该进一步子步骤为相对于轴X向前移位包括前置发动机紧固件和发动机的组件；

—相对于吊架预定位发动机的步骤包括在提升子步骤之前的进一步子步骤，该进一步子步骤为将至少一个楔形件定位在至少一个连杆处，以保持前置发动机紧固件相对于发动机以一定角度进入适当位置，该角度适合在提升子步骤过程中实现从地面连续地垂直提升，直到第一剪切销位于基本与接收腔相同的高度；

—相对于吊架预定位发动机的步骤包括在基本平行定位的子步骤后的移除所述至少一个楔形件的进一步子步骤；

—通过相对于发动机摆动前置发动机紧固件实施基本平行定位的子步骤；

—连接前置发动机紧固件的步骤包括：拧紧至少一个螺钉使之通过设置在前置发动机紧固件的至少一个孔，并进入设置在吊架的前表面内的孔中的步骤；

—所述方法使用两个剪切销；

—每个剪切销被分成两个。

在阅读以下的描述并参考附图后，将更好地理解本发明及其不同申请。

附图说明

附图仅用于说明的目的而不限制本发明的目的。附图示出了：

—在已经描述的图1中，根据现有技术中已知的第一连接装置，特别经由前置发动机紧固件16被连接到吊架13上的航空器发动机10的示意图；

—在已经描述的图2中，前置发动机紧固件16的透视图；

—在已经描述的图3a、3b和3c中，安装发动机10到吊架13的步骤；

—图4中，根据本发明被安装到吊架43的航空器发动机40的示意图；

—在图5和6中，在根据本发明的安装方法中使用的前置发动机紧固件46的示意图；

—在图7至9中，在根据本发明的安装方法中使用的剪切销的透视图；

—在图10a到10e中，根据本发明一个实施方式的将发动机40安装到吊架43的方法的步骤；

—在图11中，根据本发明另一实施方式的将发动机40安装到吊架43的方法的步骤。

本发明至少一个实施例的详细描述

除非另有说明，出现在不同附图中的相同元件具有单一的附图标记。

图4为根据本发明被安装到吊架43的航空器发动机40的示意图。

在以下的整个说明书中，对于X，它是指吊架43的纵向方向，其也可以被视为发动机40的纵向方向，方向X平行于发动机40的纵向轴线49。另一方面，对于Y，它是指横向地指向吊架43的方向并可被认为是发动机40的横向方向，以及Z为垂直方向，这三个方向X，Y和Z彼此正交。此外，术语“前”和“后”是相对于由发动机40所产生推力推动航空器的前进方向，该方向用箭头29示意性地示出。

吊架43被连接到航空器机翼14上。发动机40包括风机外壳41和涡轮外壳42。风机外壳41和涡轮机外壳42彼此一体形成。发动机40设置有用于将发动机40连接到吊架43的系统，包括前置发动机紧固件46和后置发动机紧固件47。前置发动机紧固件46将风机外壳41连接到吊架43的前表面48，并且后置发动机紧固件47将涡轮机外壳42连接到吊架43的下表面45。

图5和图6示出了在根据本发明的安装方法中使用的前置发动机紧固件46。图5示出了沿包含轴线Y和Z的平面YZ被连接到吊架43的前表面48的前置发动机紧固件。图6示出了沿包含轴线X和Z的平面XZ经由后面解释的球窝接头和连杆被连接到衣架样部件60的前置发动机紧固件46。衣架样部件60被一体地连接到发动机40的风机外壳41。

前置发动机紧固件46包括上部件64和下部件65。上部件64和下部件65沿着彼此相对倾斜的平面延伸。上部件64旨在被压靠在吊架43的前表面48上，并经由第一剪切销53和第二剪切销54被连接。第一螺钉84，第二螺钉85，第三螺钉58和第四螺钉59也用于该连接。第一剪切销53和第二剪切销54被示出分别插入沿方向X穿过前置发动机紧固件46的第一开口51和第二开口52。第一螺钉84，第二螺钉85，第三螺钉58和第四螺钉59被示出插入沿X方向分别穿过前置发动机紧固件46的第一孔86，第二孔87，第三孔66和第四孔67。

前置发动机紧固件46的下部件65包括四个连杆和四对球窝接头。每对球窝接头与连杆相关联。仅三对球窝接头和三个相关联的连杆示出在图5中。每对球窝接头包括上球窝接头和下球窝接头。上球窝接头用于将前置发动机紧固件46连接到相关联的连杆，下球窝接头用于将相关联的连杆连接到衣架样部件60。

第一连杆57经由第一上球窝接头55被连接到前置发动机紧固件46，并经由第一下球窝接头56被连接到衣架样部件60。第二球窝接头61经由第二上球窝接头62被连接到前置发动机紧固件46，并通过第二下球窝接头63被连接到衣架样部件60。这同样适用于其他两个连杆和其他两对球窝接头。这种连杆和球窝接头的系统使前置发动机紧固件46的上部件64能被铰接到衣架样部件60。该铰接的优势在后面解释。

图7示出了第一剪切销53。第一剪切销53包括圆柱形部件71，该圆柱形部件71用于在安装之前被插入和调整进入前置发动机紧固件46的第一开口51内。第一剪切销53还包括用于被插入在设置在吊架43的前表面48内的第一孔的半锥形部件72。所述第一孔为半圆锥形状，与第一剪切销53的半锥形部件72的形状互补。所述半锥形部件72以这种形状构造以使当被插入到第一孔中时，更容易引导第一剪切销53。

有利地，如图8和9所示出，第一剪切销53被分成两个，也就是说它包括嵌套在圆柱形部件71内的圆柱形的内剪切销73。内剪切销73在圆柱形部件71内被调整和加强，以防止内剪切销73相对于圆柱形部件71的任何移动。第一剪切销53被分成两个的优势是提供了“故障安全”功能。在圆柱形部件71发生裂纹的情况下，该功能包括阻止裂纹扩展和确保应变路径通过内剪切销73。

第二剪切销54具有与第一剪切销53相同的形状：它包括圆柱形部件，该圆柱形部件用于在安装之前被插入和调整进入前置发动机紧固件46的第二开口52中。第二剪切销54还包括图10b中所示出的用于被插入第二孔82的半锥形部件。第二孔82设置在吊架43的前表面48内并且为半圆锥形状，与第二剪切销54的半锥形部件的形状互补。有利地，第二剪切销54被分成两个。

由于第一剪切销53和第二剪切销54在安装之前分别被插入和调整进入前置发动机紧固件46的第一开口51和第二开口52，它们从前置发动机紧固件46突出。因此，如在已知的方案中所进行的，通过从地面简单的垂直提升在吊架43上安装发动机40是不可能的。本发明因此提供了一种如下所述的特定安装方法。

图10a到10e示出了根据本发明第一实施例方式的用于在吊架43上安装发动机40的方法的安装步骤。这些步骤为以下的步骤：

—在图10a中示出了：在四个下球窝接头处定位四个楔形件，以在前置发动机紧固件46的上部64和衣架样部件60之间保持倾角β，所述角β被确定为使从第一剪切销53和第二剪切销54的突出物不妨碍通过提升吊带垂直提升发动机40。楔形件81在图10a中被示出，定位在第二连杆61和第二下球窝接头63处。

—在图10b中示出了：包括发动机40和前置发动机紧固件46的组件沿Z方向的连续垂直提升，直到第一剪切销53基本位于与第一孔相同的高度上，以及直到第二剪切销54基本位于与第二孔82相同的高度。第一孔86，第二孔87，第三孔66和第四孔67然后基本位于与分别设置在吊架43的前表面48的第一孔88，第二孔89，第三孔和第四孔相同的高度。

—在图10c中示出了：相对于衣架样部件60摆动前置发动机紧固件46，以将前置发动机紧固件46的上部件64和吊架43的前表面48基本平行定位。

—在图10d中示出了：在第一孔86，第二孔87，第三孔66和第四孔67中分别插入第一螺钉84，第二螺钉85，第三螺钉58和第四螺钉59；移除楔形件。

—在图10e中示出了：

—使前置发动机紧固件46的上部件64更靠近吊架43的前表面48；

—在第一孔和第二孔82中分别插入和调整第一剪切销53和第二剪切销54；

—在第一孔88，第二孔89，第三和第四孔中分别拧紧第一螺钉84，第二螺钉85，第三螺钉58和第四螺钉59。这些螺钉被栓接在栓式螺母（captive nut）内，该栓式螺母之前固定在孔内，这能使剪切销可被调整。

根据本发明的第二实施方式，第一剪切销53和第二剪切销54在安装之前分别被插入和调整入吊架43的第一孔和第二孔82内，而不是被插入和调整入前置发动机紧固件46的第一开口51和第二开口52内。在这种情况下，剪切销的圆柱形部件预先被插入孔中。

用于在吊架43上安装发动机40的方法的安装步骤然后为以下的步骤：

—在四个下球窝接头处定位四个楔形件，以在前置发动机紧固件46的上部件64和衣架样部件60之间保持倾角β，所述角β被确定为使从第一剪切销53和第二剪切销54的突出部不妨碍通过提升吊带垂直提升发动机40；

—包括发动机40和前置发动机紧固件46的组件沿Z方向的连续垂直提升，直到第一开口51基本位于与第一剪切销53相同的高度上，以及直到第二开口52基本位于与第二剪切销54相同的高度。第一孔86，第二孔87，第三孔66和第四孔67分别基本位于与第一孔88，第二孔89，第三孔和第四孔分别相同的高度；

—相对于衣架样部件60摆动前置发动机紧固件46，已以将前置发动机紧固件46的上部件64和吊架43的前表面48基本平行定位；

—在第一孔86，第二孔87，第三孔66和第四孔67中分别插入第一螺钉84，第二螺钉85，第三螺钉58和第四螺钉59；移除楔形件。

—使前置发动机紧固件46的上部件64更近抵靠吊架43的前表面48；

—在第一开口51和第二开口52中分别插入和调整第一剪切销53和第二剪切销54；

—在第一孔88，第二孔89，第三和第四孔中分别拧紧第一螺钉84，第二螺钉85，第三螺钉58和第四螺钉59。

图11示出了根据本发明将发动机40安装到吊架43的方法的第三实施方式的不同步骤。该第三实施方式不使用由球窝接头和连杆组成的系统，该系统能使前置发动机紧固件46的上部件64铰链到下部件65。然而，它需要一种在地面上能使发动机40沿X方向移位的工具。

在第三实施方式中，第一剪切销53和第二剪切销54分别预先被插入和调整入前置发动机紧固件46的第一开口51和第二开口52内。所述步骤为以下的步骤：

—步骤91：发动机40沿Z方向使用提升吊带被垂直地提升；

—步骤92：发动机40沿X方向向前移位。因为从第一剪切销53和第二剪切销54存在突出部，该移位是必需的；

—步骤93：发动机40沿方向Z被再次垂直地提升，直到第一剪切销53面对第一孔以及第二剪切销54面对第二孔82；

—步骤94：

—前置发动机紧固件46的上部件64更近抵靠吊架43的前表面48；

—第一剪切销53被插入和调整入第一孔中，以及第二剪切销54被插入和调整入第二孔82中；

—螺钉插入孔中并拧紧，其使得剪切销能被调整。

根据本发明安装方法的第四实施例方式，第一剪切销53和第二剪切销54分别预先插入和调整入第一孔和第二孔82内。在这种情况下，该方法的步骤为以下的步骤：

—发动机40使用提升吊带沿Z方向被垂直地提升；

—发动机40沿X方向向前移位；

—发动机40沿Z方向再次被垂直地提升，直到第一剪切销53面对第一开口51，以及第二剪切销54面对第二开口52；

—第一剪切销53被插入和调整入第一开口51中，第二剪切销54被插入和调整入第二开口52中；

—螺钉被插入孔中并被拧紧，其使得剪切销能被调整。

Claims

1.一种在吊架（43）上安装航空器发动机（40）的方法，其特征在于，它包括以下步骤：

—将至少一个第一剪切销（53）定位：

—进入设置在前置发动机紧固件（46）内的第一开口（51）中，所述前置发动机紧固件（46）预先使用连杆连接到所述发动机（40）；

—或者进入设置在所述吊架（43）的前表面（48）的第一孔；

—通过与接收腔相对放置所述第一剪切销（53），相对于所述吊架（43）预定位包括所述发动机（40）和所述前置发动机紧固件（46）的组件，所述接收腔为：

—第所述一孔，如果所述第一剪切销（53）已被定位进入所述第一开口；

—或者所述第一开口（51），如果所述第一剪切销（53）已被定位进入所述第一孔；

—将所述第一剪切销（53）插入到所述接收腔中。

2.根据前述权利要求所述的在吊架（43）上安装航空器发动机（40）的方法，其特征在于，相对于所述吊架（43）预定位所述发动机（40）的步骤包括以下子步骤：

—垂直地提升包括所述发动机（40）和所述前置发动机紧固件（46）的所述组件；

—将所述前置发动机紧固件（46）的上部件（64）和所述吊架（43）的所述前表面基本平行地定位（48）。

3.根据前述权利要求所述的在吊架（43）上安装航空器发动机（40）的方法，其特征在于，相对于所述吊架（43）预定位所述发动机（40）的步骤包括在提升子步骤和定位子步骤之间的进一步子步骤，该进一步子步骤为向前移位包括所述前置发动机紧固件（46）和所述发动机（40）的所述组件。

4.根据权利要求2所述的在吊架（43）上安装航空器发动机（40）的方法，其特征在于，相对于所述吊架（43）预定位所述发动机（40）的步骤包括在提升子步骤之前的进一步子步骤，该进一步子步骤为将至少一个楔形件定位在至少一个所述连杆处，以保持所述前置发动机紧固件（46）相对于所述发动机（40）以一定的角度进入适当位置，该角度适合在提升子步骤过程中实施从地面直连续地垂直提升，到所述第一剪切销（53）位于基本与所述接收腔相同的高度。

5.根据前述权利要求所述的在吊架（43）上安装航空器发动机（40）的方法，其特征在于，将所述第一剪切销（53）插入到所述接收腔中的步骤包括移除所述至少一个所述楔形件的进一步子步骤。

6.根据权利要求2，4或者5所述的在吊架（43）上安装航空器发动机（40）的方法，其特征在于，通过相对于所述发动机（40）摆动所述前置发动机紧固件（46）实现基本平行定位的子步骤。

7.根据前述权利要求之一所述的在吊架（43）上安装航空器发动机（40）的方法，其特征在于，连接所述前置发动机紧固件（46）的步骤包括拧紧至少一个螺钉使之通过设置在所述前置发动机紧固件（46）中的至少一个孔，并进入设置在所述吊架（43）的前表面（48）内的孔中的步骤。

8.根据前述权利要求之一所述的在吊架（43）上安装航空器发动机（40）的方法，其特征在于，所述方法使用两个剪切销。

9.根据前述权利要求之一所述的在吊架（43）上安装航空器发动机（40）的方法，其特征在于，每个剪切销被分成两个。

10.一种实施根据权利要求1至9之一所述方法的前置发动机紧固件（46），其特征在于，它包括两个能够接收两个且仅两个剪切销的开口。