CN104709469B - 用于飞行器的组件、飞行器部件、飞行器以及移除方法 - Google Patents

用于飞行器的组件、飞行器部件、飞行器以及移除方法 Download PDF

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Abstract

本发明提供了用于飞行器的组件、飞行器部件、飞行器以及移除方法，组件包括用于飞行器引擎的附接挂架并且还包括引擎附接件，引擎附接件安装在附接挂架上并且意于在引擎与挂架之间提供接合，挂架包括形成箱型舱段的主结构，在箱型舱段的外侧设置有引擎附接件的本体，引擎附接件还配备有固定件，固定件铰接在本体上并且还意于铰接在引擎上，至少本体在其端部中的至少一个端部处具有单件式配件，单件式配件包括第一接合部，固定件中的一个固定件铰接在第一接合部上，单件式配件还包括第二接合部，第二接合部固定至箱型舱段并穿入到箱型舱段中，从而允许将力更优地引入飞行器引擎附接挂架的箱型舱段中。

Description

用于飞行器的组件、飞行器部件、飞行器以及移除方法
技术领域
本发明涉及用于飞行器的组件的领域，该组件包括用于飞行器引擎的附接挂架，并且还包括安装在附接挂架上并且意于在引擎与该挂架之间提供接合的引擎附接件，其优选地为后引擎附接件。
本发明还涉及一种配备有这种组件的飞行器。其优选地应用于商业飞机。
背景技术
在现有的飞行器中，诸如喷射引擎之类的引擎通过也被称作EMS(引擎安装结构)的复杂的附接装置或者附接挂架悬挂在机翼下方。通常所采用的附接装置具有也被称作主结构的刚性结构。该主结构形成了箱型舱段，也就是说，该主结构由借助于位于箱型舱段内的多个横向加强肋连接在一起的上翼梁和下翼梁的组件形成。该翼梁设置在上面和下面，而侧面板封闭该箱型舱段的侧面。
这些挂架的主结构以已知方式设计成允许将由引擎带来的诸如重量、推力或各种动态力之类的静态力和动态力传递至机翼。
在从现有技术已知的解决方案中，力通常在引擎与主结构之间通过由前引擎附接件、后引擎附接件以及用于承受推力的装置构成的附接设备进行传递。在图1中示出了后引擎附接件的常规示例性实施方式。
后引擎附接件7a将引擎的排气壳体连接至附接挂架的呈箱型舱段的形式的主结构6。为此，附接件7a包括本体100以及铰接在引擎附接件本体和排气壳体上的多个固定件102。更具体地，本体100包括沿竖向方向堆叠的两段梁。具有通过螺栓固定至封闭箱型舱段6的下翼梁的外部面的一个或更多个上梁104以及通过螺栓固定至上梁104的一个或更多个下梁106。该下梁以铰接的方式承载固定件102。更常见地，上梁被称作“中间配件”，而通常采用更通常被称作“引擎梁”的单个下梁。应当指出的是，在例如为了执行维修操作的引擎移除期间，断开连接发生在位于保持固定至箱型舱段6的上梁与经由固定件102保持固定至引擎的下梁之间的由108标记的界面处。
尽管这种解决方案在许多方面都被证明是令人满意的，但是其还可以进行改善。特别地，需要改善力至箱型舱段中的引入，使得力更优地在箱型舱段中分布。
发明内容
因此，本发明的目的是提出一种用于飞行器的组件，该组件至少部分地改善了现有技术解决方案中遇到的上述问题。
为此，本发明的主题为一种用于飞行器的组件，该组件包括用于飞行器引擎的附接挂架，并且该组件还包括引擎附接件，引擎附接件安装在附接挂架上并且意于在引擎与该挂架之间提供接合，该挂架包括形成箱型舱段的主结构，在箱型舱段的外侧设置有引擎附接件的本体，引擎附接件还配备有固定件，固定件铰接在所述本体上并且还意于铰接在引擎上。根据本发明，该本体在该本体的端部中的至少一个端部处具有单件式配件，该单件式配件包括第一接合部，所述固定件中的一个固定件意于铰接在第一接合部上，并且该单件式配件还包括第二接合部，第二接合部固定至箱型舱段并穿入箱型舱段中。
本发明的优势在于允许将力引入到箱型舱段的除该箱型舱段的下翼梁区域以外的另一区域中。因此，该下翼梁相比于现有技术的解决方案中的下翼梁受更小程度地加载，并且力在箱型舱段中更优地分布。另外，通过提供单件式配件，力可以在引擎与箱型舱段之间更加直接地传递，此外，该优势还在于因界面处的螺栓的消除而引起的质量节省。
本发明提供了以其自身形式或以组合形式呈现的下述可选特征中的至少一个特征。
所述第二接合部设置在箱型舱段的侧面板与箱型舱段的内部横向加强肋之间。
所述第一接合部形成挂板，并且所述第二接合部大致平坦。
所述本体在该本体的沿组件的横向方向的两个相反端部中的每个端部处均包括单件式配件，该单件式配件包括第一接合部，所述固定件中的一个固定件意于铰接在第一接合部上，并且该单件式配件还包括第二接合部，该第二接合部固定至箱型舱段并且穿入箱型舱段中。换句话说，在引擎附接件的本体的端部中的每个端部处均可以优选地以大致对称设置的方式设置有本发明所特定的配件。
引擎附接件的本体包括中间梁，该中间梁插置在固定至该中间梁的两个配件之间，固定件优选地意于铰接在中间梁上。
中间梁以与箱型舱段的内部横向加强肋成单件的方式生产，肋与该箱型舱段的下翼梁交叉。替代性地，中间梁与肋分离并且固定至箱型舱段的下翼梁的外侧。
该组件还包括用于承受推力的装置，该装置包括：
-支承元件，该支承元件在箱型舱段的外侧固定至箱型舱段；
-两个侧向连杆，这两个侧向连杆用于承受推力；以及
-撑板，该撑板铰接在支承元件上，这两个侧向连杆分别铰接在撑板的两个相反端部上。
优选地，撑板还在该撑板的两个端部处以具有游隙的方式安装在形成了中间梁的一体部的连接构件上。
这种构型使得可以在这两个侧向连杆中的一个侧向连杆发生故障的情况下确保对推力的承受的连续性。用于承受推力的装置的所述支承元件设置在形成在所述中间梁中的凹部中。替代性地，用于承受推力的装置可以在任何位置处连接至形成了箱型舱段的刚性构件并且未在上述引擎附接件的区域中连接至该刚性结构。
所述引擎附接件为后引擎附接件，并且组件还包括前引擎附接件。
所述后引擎附接件、所述前引擎附接件以及用于承受推力的装置一起形成了用于附接引擎的设备，该设备形成了用于承受推力的均衡系统。
所述引擎附接件限定了两个横向半附接件，其中，第一半附接件设计成仅承受沿组件的竖向方向定向的推力，并且，第二半附接件设计成仅承受沿组件的竖向方向以及沿组件的横向方向定向的推力。替代性地，还可以在所述引擎附接件的中央处承受横向方向上的力。在这种情况下，第二半附接件可以仅在引擎附接件的中央部出现故障的情况下才确保这种承受，从而提供了所谓的失效保护功能。本发明的另一主题为一种包括如上所述的组件、悬挂有挂架的机翼元件以及固定至所述引擎附接件的引擎的飞行器部件。
本发明的另一主题为一种包括至少一个这种组件的飞行器。
最后，本发明的另一主题为一种用于将通过这种组件的引擎附接件固定的引擎移除的方法，该方法包括在引擎附接件的两个端部中的至少一个端部处移除所述固定件中的各自的固定件。换句话说，此处通过拆卸固定件与附接体之间的界面和/或通过拆卸固定件与喷射引擎之间的界面来实施该移除。这具有下述优势：限制了在现有技术的解决方案中反复遇到的冲击以及对在引擎附接件的本体的成段的梁之间移除及重新配装多个张紧螺栓的需求。在现有技术中，这些维修操作实际上具有因扳手的使用而引起反复冲击的后果，这可能会导致不可忽略的损坏。与之相比，根据本发明，固定件的移除可以在比成段的梁的环境更稀疏的环境中借助于其他类型的工具实施，并且这将因此几乎不受到重复冲击。
本发明的其他特征和优势将从以下非限制性详细描述中变得显然。
附图说明
将关于附图给出此描述，在附图中：
-已经被描述的图1示出了根据现有技术的用于飞行器的组件，该组件包括附接挂架和后引擎附接件；
-图2示出了配备有根据本发明的组件的飞行器；
-图3示出了在前一附图中示出的根据本发明的第一优选实施方式的组件的示意性侧视图；
-图4示出了通过用于将引擎附接至挂架的设备示出了力的承受的示意性立体图；
-图5示出了在图3中示出的用于飞行器的组件的一部分的更加详细的立体图；
-图6为与图5的立体图类似的从不同的角度观察的立体图，在该图中，出于清楚的目的，某些元件已经被移除；
-图7示出了用于将引擎附接至挂架的设备的一部分的俯视图；
-图8为挂架箱型舱段的内部横向加强肋的立体图；
-图9为将引擎连接至挂架的后引擎附接件的后视图；
-图10为与图5的立体图类似的立体图，其中，用于飞行器的组件呈第二实施方式的形式。
具体实施方式
参照图2，示出了飞行器200，飞行器200包括机身3，根据本发明的部件5固定至该机身3。此部件5包括与飞行器的机翼对应的机翼元件2、诸如喷射引擎之类的双路式涡轮喷气引擎(bypass engine)10以及用于引擎10的附接挂架4。优选地，机身3的两侧分别设置有一个部件5。
参照图3，更加详细地示出了部件5中的一个部件。所述附图示出了机翼元件2、喷射引擎10以及附接挂架4。另外，设置有用于将挂架4附接至机翼元件2的设备8，并且还设置有用于将喷射引擎10附接至挂架的设备7a、7b、7c。这些附接设备7a至7c以及挂架4形成了根据本发明的优选实施方式的组件1。
应当指出的是，位于挂架4与机翼元件2之间的界面处的附接设备8以常规的方式生产。因此，将不再对其做进一步描述。
至于所涉及的附接设备7a至7c，这些附接设备7a至7c由后引擎附接件7a、用于承受推力的装置7b以及前引擎附接件7c组成。在这方面，应当指出的是，挂架的也被称作主结构的刚性结构6的前端经由前引擎附接件7c固定至喷射引擎10的中间壳体15的外罩13。该罩13朝向后方以大致相同的直径沿风扇壳体17的轴向伸展延伸。替代性地，前引擎附接件7c可以接合至风扇壳体17。
贯穿以下描述，按照常规，方向X对应于挂架4的纵向方向，其也被认为是与喷射引擎10和组件1的纵向方向相同。该方向X平行于该喷射引擎10的纵向轴线5。另一方面，方向Y与相对于挂架4横向地定向的方向对应，并且还可以被认为是与喷射引擎10和组件1的横向方向相同，而方向Z与竖向方向或高度对应。这三个方向X、Y和Z彼此正交并且形成了直角坐标系(direct trihedron)。
此外，术语“前”和“后”应当被认为是相对于飞行器的因由喷射引擎10产生的推力而引起的向前运动的方向，该方向由箭头19示意性地表示。
仍参照图3，应当指出的是，仅示出了附接挂架4的主结构6。该挂架4的未示出的呈用于在支承气动整流罩时隔开及保持系统的附属结构类型的其他构成元件为与从现有技术中已知的元件相同或类似的常规元件。因此，将不再对其做详细描述。
主结构6基本上由“箱型舱段”构成，也就是说，主结构6由上翼梁20、下翼梁22以及两个侧面板24(由于侧视图的缘故，因此仅一个侧面板24可视)的组装形成，这些元件20、22、24通过通常沿平行平面YZ定向的内部横向加强肋(在图3中未示出)接合在一起。这些肋优选地沿方向X规则地分布在箱型舱段6中。
返回附接设备7a至7c，应当指出的是，用于承受推力的装置7b也借助于用于承受方向X上的力的两个侧向连杆9以常规方式生产。这些连杆9以关于部件5的中间平面XZ对称的方式设置。如将在下文描述的，这些连杆9在其前端处铰接在中间壳体15的内罩上，并且在其后端处铰接在后引擎附接件7a的区域中的撑板上。此外，该后引擎附接件7a是本发明所特定的并且将在下文进行描述。
附接设备7a至7c形成了用于承受力的均衡系统。具体地，如在图4中示意性地示出的，前引擎附接件7c仅承受在方向Y和方向Z上的力，而装置7b仅承受在方向X上的力。就其自身而言，后引擎附接件7a限定了两个侧向半附接件，在中间竖向平面XZ的两侧分别设置有一个侧向半附接件。第一半附接件7a'设计成仅承受沿方向Z定向的推力，并且第二半附接件7a”设计成仅承受沿方向Y和方向Z定向的推力。根据构型，还可以在引擎梁的中央处沿方向Y承受力，并且因此，这仅在出现故障的情况下才由第二半附接件来确保。
另外，沿方向X施加的力借助于装置7b来承受，沿方向Y施加的力借助于前引擎附接件7c和半附接件7a”来承受，而沿方向Z施加的力借助于前引擎附接件7c和这两个后半附接件7a’、7a”来共同承受。
此外，沿方向X施加的力矩借助于两个后半附接件7a’、7a”竖向地承受，沿方向Y施加的力矩借助于这两个半附接件与前引擎附接件7c共同竖向地承受，并且沿方向Z施加的力矩借助于半附接件7a”和前引擎附接件7c共同横向地承受。
此时特别地参照图5至图9，将对由挂架4承载的后引擎附接件7a进行描述。所述后引擎附接件7a包括本体100，该本体100横向分段成三个单独的部分，这三个单独的部分通过优选地沿该相同方向Y定向的螺栓固定在一起。更具体地，本体100在其两个端部中的每一端部处均包括配件26，并且该本体100还包括中间梁28，中间梁28插置在这两个配件26之间并通过横向螺栓固定至这两个配件26。
每个配件26均以单件的形式生产并且包括呈挂板形式的第一接合部26a以及固定至箱型舱段6并穿入该箱型舱段6中的第二大致平坦接合部26b。这两个部分26a、26b以一个位于另一个上方、一个位于箱型舱段中且另一个位于该箱型舱段下方的方式定位。
呈挂板的形式的接合部26a允许固定件102的铰接，该固定件102的另一端铰接至喷射引擎10的排气壳体上。此外，接合部26封装在侧面板24与在图6和图8中示出的内部横向加强肋30中的一个内部横向加强肋的侧边缘之间。横向螺栓穿过侧面板24、接合部26b以及肋30的侧边缘并且因此夹紧侧面板24、接合部26b以及肋30的侧边缘。可选地，可以在肋30的侧边缘与配件26的接合部26b之间插置连接角度杆32。
这两个侧向配件26分别形成了这两个后引擎半附接件7a'和7a”的核心。因此，这两个侧向配件26与下述事实密切相关：通过对侧面板24和内部肋30直接加载来优化对箱型舱段6的加载。如在图9中可视的，箱型舱段6的下翼梁还受中间梁28按压，中间梁28还以铰接的方式承载固定件102。图9还示出了与半附接件7a'和7a”相关联的两个固定件102。对于在图的左手侧的半附接件7a’而言，固定件102呈相对于竖向方向近乎不倾斜的连杆的形式，而对于在图的右手侧的半附接件7a”而言，固定件102具有大致三角形形状以允许承受方向Y上的力。此外，该三角形固定件102可以在一点处铰接在配件26的挂板26a的区域中并在第二点处铰接在梁28上，根据构型，该固定件102可以“处于备用状态”以实现失效保护功能。随后在喷射引擎的排气壳体上实现第三点的铰接。
本体100在方向Y上的分段还使得可以提供多个力路径，这在该本体的部件中的一个部件出现故障的情况下特别有利。另外，这些部件26、28中的每一者均以单件的形式在箱型舱段的下翼梁下方延伸，也就是说，这些部件26、28没有沿方向Z分段，从而确保了力更加完全且更加直接地传递进入箱型舱段6。因此，在现有技术中观察到的本体100在竖向方向上的分段在该第一优选实施方式中已经被消除。此处，为了进一步改善力进入箱型舱段中的传递，本体100的中间梁28以与肋30成单件的方式生产。因此，形成内部肋30和中间梁28的部件与箱型舱段6的下翼梁交叉。在图10中示出的第二优选实施方式中，该中间梁28与肋30分离并且通过竖向螺栓简单地固定至箱型舱段的下翼梁22的外部面。这些螺栓不仅穿过翼梁22，还穿过肋30的下边缘，如在图10中所示，具有两个肋30。在该第二实施方式中，与现有技术的常规解决方案中所使用的螺栓相比，将中间梁28固定至箱型舱段的竖向螺栓可以在数量方面更少和/或具有更小的直径。
回到图5至图9，应当指出的是，为了移除喷射引擎10，不移除本体100，而是借助于用于拆卸铰接连接的适当工具在固定件102的顶端和/或底端的区域中将固定件102移除。在喷射引擎的这种移除期间，后引擎附接件7a随后例如以在图5中示出的方式通过移除其固定件而被部分地移除。
为了完全移除喷射引擎，另外在前引擎附接件的区域以及与后引擎附接件7a紧密配合的用于承受推力的装置的区域中实施作业。具体地，中间梁28包括容置支承元件36的凹部34，该支承元件36通过竖向螺栓固定在肋30的下边缘处和/或固定在箱型舱段的下翼梁处。该元件36允许图7中示出的撑板38的铰接，用于承受推力的侧向连杆9铰接在该撑板38的端部处。因此，在其中央处铰接在支承元件36上的撑板38使该撑板38的侧向端铰接在这两个连杆9的后端中的每个后端上。这些侧向端还以具有游隙的方式铰接在作为中间梁28的一体部分的连接构件40上。这些连接构件40优选地呈挂板的形式。保持在这些铰接区域中的游隙允许这些铰接在正常的飞行情况下呈现出不活动性，也就是说，力不通过这些铰接也不通过挂板40传递。另一方面，在这两个连杆中的一个连杆出现故障的情况下，撑板38在该撑板38的中央处保持铰接在支承元件36上并且还保持铰接在另一连杆9的端部处并且保持铰接在与出现故障的连杆相关联的挂板40上。这种设计使得可以实现也被称作失效保护功能的安全功能。这种失效保护功能还可以与以具有游隙的方式铰接在中间梁28的专用孔口44中的中央固定件102相关联。
当然，本领域的技术人员可以对刚才已经仅通过非限制性示例描述的本发明做出各种改型。

Claims (16)

1.一种用于飞行器的组件(1)，所述组件(1)包括用于飞行器的引擎(10)的附接挂架(4)，并且所述组件(1)还包括引擎附接件(7a)，所述引擎附接件(7a)安装在所述附接挂架上并且意于在所述引擎与所述附接挂架之间提供接合，所述附接挂架包括形成箱型舱段的主结构(6)，在所述箱型舱段的外侧设置有所述引擎附接件的本体(100)，所述引擎附接件还配备有固定件(102)，所述固定件(102)铰接在所述本体(100)上并且还意于铰接在所述引擎上，
其特征在于，至少所述本体(100)在其端部中的至少一个端部处具有单件式配件(26)，所述单件式配件(26)包括第一接合部(26a)，所述固定件(102)中的一个固定件铰接在所述第一接合部(26a)上，并且所述单件式配件(26)还包括第二接合部(26b)，所述第二接合部(26b)固定至所述箱型舱段并穿入到所述箱型舱段中，所述引擎附接件(7a)为后引擎附接件。
2.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述第二接合部(26b)设置在所述箱型舱段的侧面板(24)与所述箱型舱段的内部横向加强肋(30)之间。
3.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述第一接合部(26a)形成挂板，并且所述第二接合部(26b)大致平坦。
4.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述引擎附接件的所述本体(100)在所述本体(100)的在所述组件的横向方向(Y)上的两个相反端部中的每个端部处均包括单件式配件(26)，所述单件式配件(26)包括第一接合部(26a)，所述固定件(102)中的一个固定件(102)意于铰接在所述第一接合部(26a)上，并且所述单件式配件(26)还包括第二接合部(26b)，所述第二接合部(26b)固定至所述箱型舱段并且穿入到所述箱型舱段中。
5.根据权利要求4所述的组件，其特征在于，所述引擎附接件(7a)的所述本体(100)包括中间梁(28)，所述中间梁(28)插置在两个所述单件式配件(26)之间，两个所述单件式配件(26)固定至所述中间梁。
6.根据权利要求5所述的组件，其特征在于，所述中间梁(28)以与所述箱型舱段的内部横向加强肋(30)成单件的方式生产，所述内部横向加强肋(30)与所述箱型舱段的下翼梁(22)交叉。
7.根据权利要求5所述的组件，其特征在于，所述组件还包括用于承受推力的装置(7b)，所述装置(7b)包括：
-支承元件(36)，所述支承元件(36)在所述箱型舱段的外侧固定至所述箱型舱段；
-两个侧向连杆(9)，所述两个侧向连杆(9)用于承受推力；以及
-撑板(38)，所述撑板(38)铰接在所述支承元件(36)上，所述两个侧向连杆(9)分别铰接在所述撑板(38)的两个相反端部上。
8.根据权利要求7所述的组件，其特征在于，
所述撑板(38)还在所述撑板(38)的两个端部处以具有游隙的方式安装在连接构件(40)上，所述连接构件(40)形成所述中间梁(28)的一体部分。
9.根据权利要求7所述的组件，其特征在于，
用于承受推力的所述装置(7b)的所述支承元件(36)设置在凹部(34)中，所述凹部(34)形成在所述中间梁(28)中。
10.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述组件(1)还包括前引擎附接件(7c)。
11.根据权利要求10所述的组件，其特征在于，所述后引擎附接件、所述前引擎附接件(7c)以及用于承受推力的装置(7b)一起形成了用于附接所述引擎的设备，所述设备形成了用于承受力的均衡系统。
12.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述引擎附接件(7a)限定了两个侧向半附接件，其中，第一半附接件(7a’)设计成仅承受沿所述组件的竖向方向(Z)定向的推力，并且第二半附接件(7a”)设计成仅承受沿所述组件的所述竖向方向(Z)和沿所述组件的横向方向(Y)定向的推力。
13.根据权利要求5所述的组件，其特征在于，所述固定件(102)意于铰接在所述中间梁(28)上。
14.一种飞行器部件(5)，包括：根据权利要求1所述的组件(1)、悬挂有所述附接挂架(4)的机翼元件(2)以及固定至所述引擎附接件(7a)的引擎(10)。
15.一种飞行器(200)，包括根据权利要求1所述的至少一个组件(1)。
16.一种用于将由根据权利要求1所述的组件(1)的引擎附接件(7a)固定的引擎(10)移除的方法，其特征在于，所述方法包括在所述引擎附接件(7a)的两个端部中的至少一个端部处移除各个所述固定件(102)。
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