CN106061841B - 发动机挂架结构 - Google Patents

Abstract

一种用于安装航空器发动机至机翼的挂架结构（10）。挂架结构包括扭矩箱（12），其具有位于后部上的机翼底座（14）、位于前部上的第一发动机底座（16）以及位于后部上的第二发动机底座（18）。

Description

发动机挂架结构

背景技术

当前的航空器可包括安装结构以将发动机安装至航空器的机翼。典型的安装结构包括多个互连桁梁，其形成空间框架以将发动机的负荷传送至机翼中。此类安装结构的设计考虑到对发动机负荷的阻力、结构的质量以及如果发生非包容发动机转子故障时该结构的结构完整性。

发明内容

在一个方面，本发明的实施例涉及用于安装航空器发动机至机翼的挂架（pylon）结构。挂架结构包括扭矩箱，其具有位于后部上的机翼底座（mount）、位于前部上的第一发动机底座以及位于后部上的第二发动机底座。

附图说明

在附图中：

图1为根据本发明的实施例的航空器的一部分的透视图，该航空器包括发动机、挂架结构以及以虚线示出的机翼。

图2为图1的挂架结构的透视图，其中盖整流装置（fairing）根据本发明的实施例示出为分解的。

图3为图1的挂架结构的透视图，其中根据本发明的实施例已移除了应力表层（skin）及其它构件的部分。

具体实施方式

图1显示根据本发明的实施例的用于安装发动机1至航空器的机翼5的挂架结构10。挂架结构10可构造成将发动机1固定至机翼5的一部分，例如翼梁9和翼肋7。由于机舱包绕发动机1和挂架结构10的至少一部分，故为清楚起见已移除了机舱。同样为清楚起见，机翼5以虚线示出。

发动机1为具有推进器3的涡轮推进发动机并且可联接至航空器的机翼5以提供推进力。尽管仅一个发动机1显示为安装至机翼5，但应注意的是，任何数目的发动机1都可安装至机翼5。尽管显示的是具有涡轮推进发动机的商用航空器，但设想的是本发明的实施例可用于任何类型的航空器中，例如但不限于固定翼、旋转翼以及军用航空器，并且可用于任何类型的发动机，例如但不限于涡轮轴、涡轮喷气、涡轮风扇和往复式发动机。

挂架结构10包括扭矩箱12，其通过机翼底座14安装至机翼。第一和第二发动机底座16、18连同连接杆24和推力连杆26一起将发动机1安装至扭矩箱12。挂架结构10对发动机负荷（包括但不限于发动机重量、推力和扭矩）起作用并且形成用于负荷进入航空器机翼5中的负荷路径。如根据下文描述将变得清楚，负荷经由发动机底座16、18、扭矩箱12、连接杆24和推力连杆26传递到机翼5的前梁9和肋7中。挂架结构10构造成对由具有马力（HP）在5,000HP范围内的发动机1所生成的负荷起作用，但设想的是本发明的实施例可用于对来自具有任何马力或推力定额的发动机的负荷起作用。

扭矩箱12沿着纵向轴线在第一发动机底座16和机翼底座14之间延伸，其中该纵向轴线限定为从第一发动机16至第二发动机底座18延伸穿过扭矩箱12的中心。第一发动机底座提供在扭矩箱12的前部上，其中，“前”限定为从机翼5朝向推进器3的方向。第二发动机底座18提供在扭矩箱12的后部上，其中，“后”限定为从推进器3朝向机翼5的方向。

扭矩箱12可安装至发动机1，使得该扭矩箱设置成基本上在发动机1上方。第一发动机底座16在推进器3后方的发动机1的前部处安装至发动机1，在该前部中设置有构造成与第一发动机底座16配合的前安装支承件8。第二发动机底座18在发动机1的后部中安装至发动机1，在该后部中设置有构造成与第二发动机底座18配合的后安装支承件（未示出）。

机翼底座14提供在扭矩箱12的后部上，该后部构造成与机翼5的梁9相配合。机翼底座14可包括多个支架14a、14b、14c、14d（图2和图3中示出）。机翼底座14作用为挂架结构10的负荷传递构件以将来自发动机1的负荷引导至机翼5的梁9中。从第一和第二发动机底座16、18引导经过扭矩箱12的负荷可行进经过机翼底座14进入机翼5的梁9中。机翼底座14作用为主负荷路径以引导发动机负荷进入梁9中。

连接杆24沿纵向和向下方向从第二发动机底座18延伸至位于第一发动机底座16后方的扭矩箱12的一部分。推力连杆26沿纵向和向上方向从第二发动机底座18延伸至机翼5。引导经过扭矩箱12的负荷可行进通过连接杆24、第二发动机底座18和推力连杆26进入机翼5的肋7中。连接杆24和推力连杆26作用为副负荷路径来引导一部分负荷进入肋7中以便减少传递到梁9中的负荷。

扭矩箱12包括骨干框架20和安装至骨干框架20的应力表层22。图2更清楚地显示扭矩箱12的应力表层22。应力表层22包括顶表层22a、底表层22b、侧表层22c、22d以及后表层22e（图3中最佳示出），其中，应力表层22可覆盖骨干框架20的外部部分。

第一和第二发动机底座16、18可包括轭架（yoke），其构造成对应于发动机1的一部分以便安装至前发动机支承件8（图1中所示）。第一发动机底座可提供在扭矩箱12的前部上。角撑板（gusset）36延伸在第一发动机底座16和扭矩箱12之间，可提供为通过使第一发动机底座16至扭矩箱12界面成三角形来帮助传递发动机负荷至扭矩箱12以改善其负荷传递特性。第二发动机底座18可包括用于安装至后发动机支承件（未示出）的同样的多个支架19。第二发动机底座18安装至扭矩箱12的后部，该后部包含侧表层22c、22d的一部分。

图3示出挂架结构10，其中顶、底和侧表层22被移除以更为清楚地显示骨干框架20。骨干框架20包括呈腹板形式沿着扭矩箱12的纵向轴线隔开的多个隔框（former）30。隔框30连接至至少两个纵梁（stringer）28，该至少两个纵梁设置在第一和第二发动机底座16、18之间从扭矩箱12的纵向轴线径向地偏移并且位于该扭矩箱的相对两侧上。纵梁28可具有多个空隙46，该空隙形成在纵梁28中以便减轻重量。后表层22e在机翼底座14之间于扭矩箱12的后部处连接在纵梁28之间并且可包括整体的格栅结构23以对后表层22e增加刚度。

再次参看图2，应力表层22安装至骨干框架20，使得应力表层22提供骨干框架20的部件之间的张力。此外，应力表层22可与骨干框架20的部分一体地形成或者形成为单独部件。表层22和骨干框架20的结合形成箱形梁结构，其相比于采用桁梁框架的传统挂架结构实质上更加耐受来自发动机的作用扭矩。

顶表皮22a可包括至少一个开口32，其构造成允许通向由扭矩箱12限定的发动机控制器隔室，发动机控制单元34可安装在该隔室中。设想到的是，其它构件也可安装在扭矩箱内，例如但不限于电接线和燃料管线。隔热物（或热障）38可设置在底表皮22b下方并安装至该表皮。多个铰链40可安装至扭矩箱12，限定铰合线42以便将整流装置44枢转地安装至扭矩箱12。整流装置44可沿着铰合线42枢转地安装至铰链40以选择性地允许或防止通向开口32以及提供空气动力学性能。

上述实施例提供多种益处，包括这些实施例允许结构上有效（重量轻）的负荷路径以引导发动机负荷到航空器的机翼中。扭矩箱12的箱形梁结构提供对来自发动机的作用扭矩的更大抗力。扭矩箱12也安装至机翼的前缘，这简化了相对于推进器的旋转轴线自发动机输出轴的偏移。在涡轮推进航空器中，为效率目的，希望沿着机翼的前缘定位推进器的旋转轴线，这导致在发动机输出（驱动轴等）和推进器驱动轴之间的偏移。这种偏移通常由连接在发动机输出和推进器驱动轴之间的某一类型的驱动机构填充。现有的挂架结构安装至机翼的下侧并且进一步地增大发动机输出和推进器驱动轴之间的距离。本发明的扭矩箱12安装至机翼的前缘，这不会增加发动机输出和推进器驱动轴之间的距离。

在骨干框架20的隔框30和纵梁28之间形成在应力表皮22内的扭矩箱12的固有隔室提供了用于构件例如发动机控制单元34远离发动机1的安装位置，这减少了施加至构件的发动机热量并因而提高了构件寿命以及消除了对专用的构件安装位置的需求，从而减轻了重量。扭矩箱12中的开口利用一体的铰合线42允许有效地通向安装在其中的构件，从而减少维护时间和消除对铰链梁的需要（这减轻了重量）。提供在扭矩箱12的最后部分上的机翼底座14允许扭矩箱12安装在梁9的前方，使得发动机1能够更接近地安装至机翼5，从而改善推进器空气动力特性。通过提供经由推力连杆26进入机翼5的肋7中的副负荷路径，减轻了施加至梁9的负荷，从而允许重量减轻的较小梁。此外，将扭矩箱12设置在发动机1上方最大限度地减小了包绕发动机1的关键性负荷承载结构（扭矩箱12），导致在转子破裂事件的情况下较低的故障可能性以及提供开阔地通向发动机1的更大部分（这减少了维护时间）。

就还未描述的方面来说，各种实施例的不同特征和结构可根据需要彼此结合地采用。一个特征可能并未显示在所有实施例中不应解释为其可能不存在而是为了描述简便起见才如此。因此，不同实施例的各种特征可根据需要混合和匹配以形成新的实施例，而不管这些新的实施例是否已清楚地描述。文中所述特征的所有组合或排列均由本公开内容所涵盖。

本书面描述采用实例来公开包括最佳方式的本发明，并且还使得本领域普通技术人员能够实施本发明，包括制作和使用任何装置或系统以及执行任何所并入的方法。本发明可取得专利的范围由权利要求限定，并且可包括本领域普通技术人员想到的其它实例。如果此类其它实例具有与权利要求的字面语言并无不同的结构元件或者如果此类其它实例包括与权利要求的字面语言并无实质差异的同等结构元件，则认为它们处在权利要求的范围内。

Claims (15)

1.一种用于安装航空器发动机至机翼的挂架结构，包括：

扭矩箱；

提供在所述扭矩箱的后部上的机翼底座，所述后部构造成与所述机翼的前梁配合；

提供在所述扭矩箱的前部上的第一发动机底座；

提供在所述扭矩箱的后部上的第二发动机底座；

连接杆，所述连接杆沿纵向和向上方向从所述第二发动机底座延伸至位于所述第一发动机底座后方的所述扭矩箱的一部分；以及

推力连杆，所述推力连杆沿纵向和向上方向从所述第二发动机底座延伸至所述机翼；

其中，所述机翼底座作用为主负荷路径以引导发动机负荷进入所述机翼的所述前梁中，所述连接杆和所述推力连杆作用为副负荷路径来引导一部分负荷进入所述机翼的肋。

2.根据权利要求1所述的挂架结构，其特征在于，所述扭矩箱包括骨干框架，其中应力表层安装至所述骨干框架。

3.根据权利要求2所述的挂架结构，其特征在于，所述骨干框架包括多个隔框。

4.根据权利要求3所述的挂架结构，其特征在于，所述扭矩箱具有纵向轴线以及所述隔框中的至少一些沿着所述纵向轴线是隔开的。

5.根据权利要求3所述的挂架结构，其特征在于，所述骨干框架包括由多个纵梁连接的多个隔框。

6.根据权利要求5所述的挂架结构，其特征在于，所述扭矩箱具有纵向轴线以及所述纵梁中的至少一些从所述纵向轴线径向地偏移。

7.根据权利要求1所述的挂架结构，其特征在于，所述第一发动机底座包括安装至所述扭矩箱的前端上的第一轭架。

8.根据权利要求7所述的挂架结构，其特征在于，所述第一发动机底座还包括从所述第一轭架延伸至所述扭矩箱的角撑板。

9.根据权利要求7所述的挂架结构，其特征在于，所述第二发动机底座包括第二轭架。

10.根据权利要求9所述的挂架结构，其特征在于，所述挂架结构还包括从所述第二轭架向所述机翼底座的后方延伸的至少一个推力连杆。

11.根据权利要求9所述的挂架结构，其特征在于，所述机翼底座包括提供在所述扭矩箱的后端上的前梁底座。

12.根据权利要求11所述的挂架结构，其特征在于，所述前梁底座包括安装至所述后端上的多个支架。

13.根据权利要求1所述的挂架结构，其特征在于，所述扭矩箱限定发动机控制器隔室并且具有提供通向所述发动机控制器隔室的开口。

14.根据权利要求13所述的挂架结构，其特征在于，所述挂架结构还包括整流装置，所述整流装置覆盖通向所述发动机控制器隔室的开口。

15.根据权利要求1所述的挂架结构，其特征在于，所述挂架结构还包括沿着所述扭矩箱提供的铰合线。