CN106585999B

CN106585999B - 飞行器发动机挂架

Info

Publication number: CN106585999B
Application number: CN201611270954.XA
Authority: CN
Inventors: F·茹尔纳德; E·布歇; G·库杜恩特; B·西纳; R·泰拉尔; S·克罗; J·皮埃什; C·罗热龙
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2015-10-16
Filing date: 2016-10-14
Publication date: 2021-12-14
Anticipated expiration: 2036-10-14
Also published as: US20170106990A1; FR3042475B1; FR3042475A1; US10351254B2; CN106585999A

Abstract

本发明涉及一种飞行器发动机挂架，其包括组装以形成在纵向方向(AX)上延伸的挂架组件的两个侧板(17、18)以及上部桁条(19)和下部桁条(21)，纵向方向(AX)对应于飞行器移动的方向，和包括内部加强结构，加强结构包括多个加强件。根据本发明的挂架包括在每个侧板(17、18)上的加强区域和用于接收主前中央加强件(27)的前壳体(42)以及用于接收主后中央加强件(26)的后壳体(43)。

Description

飞行器发动机挂架

技术领域

本发明涉及一种飞行器发动机挂架。

背景技术

挂架一般包括确保发动机和机翼之间的应力传递的机械结构以及围绕该机械结构的整流罩。

如图1所示，这种挂架1的机械结构通常构造为支柱组件，支柱组件由包括前部3和后部4的上部桁条2、下部桁条5以及两个侧板6和7构成。

该支柱组件通过前机翼附件8和未示出的后机翼附件连接到机翼。该支柱组件通过前发动机附件9和未示出的后发动机附件同样连接到发动机。

该支柱组件包括结构部件，结构部件包括称为角锥的主前加强件11、主中央加强件12和未示出的主后加强件。主加强件与发动机安装节和机翼附件齐平，并确保主要应力从发动机传递到机翼。每个主加强件由此连接到两个侧板6，7和上部桁条2和下部桁条5上，并且优化应力传递。

该支柱组件还包括多个次级加强件13，次级加强件沿着挂架的纵向轴线AX规则地间隔开，以给予支柱组件额外的刚性。每个次级加强件13也连接到侧板6，7和桁条上，以便在这些部件之间提供所需的刚性。

因此，这种类型的挂架1包括多个部件(根据飞行器的类型，多达30个部件)。这些部件通常由金属材料制成并且增加飞行器的总重量。

发明内容

本发明提出一种克服了现有技术的一些缺点或所有缺点的挂架。

为此，本发明的目的是提供一种飞行器发动机挂架，其包括彼此组装的主前加强件、主后加强件、两个侧板以及上部桁条和下部桁条，以形成沿纵向方向延伸的支柱组件，每个侧板包括朝向所述支柱组件的内侧定向的内表面和朝向所述支柱组件的外侧定向的外表面。根据本发明的支柱值得注意的是，每个侧板在其内表面上包括：加强区域，加强区域包括设置在至少两个不同方向上的加强肋网格以及加强肋在其内相交的区域；以及，用于接收主前中央加强件的侧边缘的前壳体和用于接收主后中央加强件的侧边缘的后壳体。

加强区域有利地由沿着侧板的上边缘延伸的上纵向肋和沿着侧板的下边缘延伸的下纵向肋界定，上纵向肋和下纵向肋在它们的一端通过前肋连接并且在它们的另一端通过后肋连接。

根据实施例的变形，根据本发明的支柱包括：至少两个板配件，每个板配件集成在一个侧板中；以及，至少两个加强配件，加强配件集成在主后中央加强件中并且每个加强配件连接到至少两个板配件中的一个。

根据另一个实施例，根据本发明的支柱包括：至少两个后部配件，每个后部配件集成在一个侧板中；以及，至少两个加强配件，加强配件集成在主后加强件中并且每个加强配件连接到至少两个后部配件中的一个。

每个加强配件优选地在与纵向方向垂直的方向上延伸到主后中央加强件的侧边缘的右侧，并且每个板配件从上纵向肋延伸到后壳体的右侧。

每个后部配件有利地在基本上垂直于纵向方向的方向上在后肋的延伸部中延伸。

根据一个变形，根据本发明的支柱包括至少两个延伸部，每个延伸部位于与侧板的前边缘齐平的位置，两个延伸部的每一个具有在平行于纵向方向的方向上延伸的至少一个壁，所述至少一个壁具有用于接收固定部件，如销或螺栓或凸轮，的通孔。

根据一个变形，根据本发明的支柱同样包括后发动机后附件，后发动机后附件包括：安装板，安装板在下纵向肋的延伸部中延伸到前壳体的右侧；以及，固结区，固结区包括沿着侧板的外表面并与安装板齐平的较厚区域。

安装板有利地包括至少一个第一钻孔，用于接收固定部件，如销或螺栓或凸轮的，而固结区包括至少一个第二钻孔，用于接收固定部件，例如销或螺栓或凸轮。

加强肋网格优选地包括以重复图案布置的多个脊，在加强区域的整个表面上构成规则的网。

附图说明

本发明的其它特征、细节和优点将结合附图从以下提供的详细描述中更清楚地显现，其中：

-图1是现有技术的主挂架结构的分解图；

-图2是根据本发明的挂架结构的分解图；

-图3示出根据本发明的挂架的右侧板的透视图；

-图4是单独示出的根据本发明的挂架的右侧板的内侧的侧视图；

-图5示出根据本发明的挂架的桁条和主加强件的侧视图；

-图6示出具有主加强件和桁条的右侧板的侧视图；

-图7是根据本发明的挂架的附件的细部视图；

-图8a和8b是根据本发明的挂架的后端的细部视图；

-图9是根据本发明的挂架的右侧板的前端的外边缘的细部视图；

-图10a和10b是根据本发明的支柱的板的侧部的细部视图。

具体实施方式

如图2所示，根据本发明的挂架16被描画为包括右侧板17和左侧板18、主前加强件28和主后加强件22、以及上部桁条19和下部桁条21。在图2中被描绘为分解图的这些部件17、18，19，21，22和28旨在彼此连接以形成沿纵向方向AX延伸的支柱组件，其中纵向方向AX对应于飞行器移动的方向。

如图所示，挂架16的不同零件相对于平行于方向AX并位于侧板17和18的中间的一竖直中心平面具有对称的形状。因此，这些侧板17和18是彼此对称的。

具有大致矩形形状的主后加强件22包括沿着称为上边缘的一个边缘的两个加强配件52和53。加强配件52，53一般采用在其中心具有圆形开口的孔眼的形式。

挂架16同样包括主后中央加强件26、主前中央加强件27和两个中间加强件29，两个中间加强件用于在挂架16的组装期间被定位在主前中央加强件27和主前加强件28之间。加强件26-29用于将来自发动机的应力传递到支柱组件和机翼。

每个主中央加强件26和27是一个机加工的结构部分，具有垂直于纵向方向AX定向的大致矩形的底部。每个主中央加强件26，27在其中心区域是凹陷的并且在其整个周围上被加强。

更具体地，主后中央加强件26包括两个加强附件46、47。从图中可以看出，每个加强配件46、47包括两个平行的平面突耳，这两个平面突耳相对于彼此间隔开，并且每个平面突耳被成形为在垂直于方向AX的方向上在其中间具有圆形开口的孔眼。

每个侧板17、18具有轮廓，轮廓的形状是由两个梯形通过它们大的底边连接构成的凸形六边形的形状，凸形六边形限定前边缘30、上边缘34、后边缘30b和下边缘37。每个侧板17、18沿平行于AX的方向延伸，并且具有在图3和图4中更清楚地表示的内表面17a、18a和基本上平行于内表面的外表面17b、18b。有利地，上边缘34和下边缘37相对于平行于方向AX的中央轴线彼此对称。前边缘30小于后边缘30b。

每个侧板17、18包括与前边缘30齐平的延伸部31，延伸部将在下文中参考图9进行描述。

每个侧板17、18是由钢或钛制成的包括加强区域40的部分。加强区域40包括加强肋网格(例如肋或脊)。每个侧板17、18同样包括结构部件，例如人孔41或壳体42、43。有利地，加强区域40和结构部件41、42、43由块体机加工。因此，挂架16的侧板是自加强的。

更具体地，每个侧板17、18的外表面17b、18b基本上是平滑的，换句话说，没有任何凸起，如图2所示(侧板18)，并且内表面17a、18a包括加强区域40(在图2中的侧板17上可见)。

如图3和4所示，每个侧板17、18包括沿着侧板17、18的上边缘34延伸的上纵向肋33和沿着侧板17、18的下边缘37延伸的下纵向肋36。这两个肋在它们的一端通过前肋38彼此连接，以及在它们的另一端通过后肋39彼此连接。

如图3和图8所示，右侧板17的后肋39有利地包括后部配件51。后部配件51在后肋39的延伸部中延伸超过上纵向肋33，并且形成基本上垂直于纵向AX定向并且在其中心钻有圆形开口的大致平坦的孔眼。以对称的方式，左侧板18包括相同的后部配件(为了清楚起见未示出)。

在图3中示出的每个侧板17、18的四个肋33、34、38和39增加了侧板17、18的机械刚度。这些肋还在挂架16的组装期间用于上部桁条19和下部桁条21的固定支撑。

一个相同的侧板17、18的四个肋33、34、38和39界定加强区域40。

该加强区域40的内部包括加强肋网格，加强肋网格具有设置在两个不同方向上的多个脊40a、40b以及具有加强肋的交叉区域。多个脊优选地布置在重复图案中。该图案在这种情况下是六边形形状，或者是地磁等变线类型或类似的。六边形的每一边由侧脊40a形成，并且六边形的每个尖端通过横向脊40b连接到相对的尖端。这些侧脊40a和横向脊40b构成基本上在整个加强区域40上延伸的规则网格。因此，每个侧板17、18显示出比现有技术中的侧板的大得多的机械刚度。

根据所示的实施例，每个侧板17、18同样包括三个人孔41，它们彼此规则地间隔开并且在它们的圆周上被加强。人孔41允许接近支柱组件的内部，使得例如可以执行维护工作，而不必拆卸构成支柱组件的部件。

每个侧板17、18的内表面同样包括旨在接收主前中央加强件27的一个侧边缘的前壳体42和用于接收主后中央加强件26的一个侧边缘的后壳体43。

每个壳体42、43由两个竖直肋44界定，竖直肋44垂直于方向AX延伸并且以与由壳体42、43接收的主中央加强件的侧边缘的厚度相同的距离彼此间隔开。每个壳体42、43的基底是光滑的。因此，接收在壳体42、43中的主中央加强件26、27的侧边缘锁定在壳体42、43中。因此，在挂架16的组装期间，在主中央加强件26、27和侧板17、18之间产生牢固的连接。

如图2所示，每个侧板17、18同样具有与加强配件46、47相同形状的板配件32、48。每个板配件32、48从上纵向肋33延伸到后壳体43的右侧。

因此，由于这些结构部件的组装，侧板17、18相对于现有技术中的侧板被机械加强，换句话说，是自加强的。这种侧板17、18有助于减少挂架的加强部件的数量。这种类型的加强肋的布置为支柱组件提供更大的内聚力，支柱组件的侧板被加强，使得内部加强件的数量可以显著减少。这允许减少挂架的部件的数量，从而降低其制造和组装成本。

如图5和图6所示，通过将主中央加强件26和27接收在第一侧板，例如右侧板17，的壳体42、43中来实现挂架16的组装。接下来，不同的加强件22、26-29固定到右侧板17上。然后，第二侧板，在这种情况下为左侧板18，的壳体42、43固定在主中央加强件26和27上，在将左侧板18固定到加强件的组件前。然后将上桁条19定位在该组件上，连接到每个侧板17、18的上纵向肋33，以被组装至其它的挂架16部件。同样，下桁条21连接到每个侧板17、18的下纵向肋36，以被组装到挂架16的其它部件。

因此，每个主中央加强件26、27在其整个周边上连接到侧板17、18和桁条19、21，并从而将来自发动机的应力传递到支柱组件和机翼。

不同部件彼此的固定通过任何已知的固定装置来确保，在这种情况下是铆钉、螺钉和其它。

在挂架16的部件的组装期间，侧板17、18的板配件32、48连接到主后中央加强件26的加强配件46、47。

有利地，四个圆形开口具有相同的直径，并且每个配件中的圆形开口的中心对齐。

这意味着四个配件32、46、47、48构成两个配件对。为了清楚起见，在图6中仅示出由配件46和32实现的配件对，并且在图7中更清楚地示出。

有利地，在根据本发明的挂架16中，四个配件32、46、47和48一起构成挂架16的前机翼附件的一部分。该前机翼附件包括：第一前机翼半附件49(在图7中示出)，第一前机翼半附件位于右侧板17的侧边上，并且包括彼此连接的板配件32和加强配件46；以及，第二前机翼半附件(图中未示出)，第二前机翼半附件位于左侧板18的侧边上，包括彼此连接的板配件48和加强配件47。

右侧板17的板配件32在位于两个平行突耳之间的空间中接收扁平的固定凸轮。主后中央加强件26的加强配件46具有与其所结合的板配件32相同的形状和相同的定向，并且在位于两个平行突耳之间的空间中接收另一个扁平的固定凸轮。因此，挂架16的固定是通过将相同的螺栓横向地插入该附件的两个配件32、46中的圆形开口中以产生第一机翼半附件49来实现。以类似的方式，第二前机翼半附件由配件47和48构成。

后机翼附件的一部分以类似的方式用配件对实现。在挂架16的组装期间，主后加强件22压靠右侧板17的后肋39，使得加强配件52接合到后部配件51，并且圆形开口的中心对齐以形成第一后机翼半附件，如图8b所示。同样，加强配件53连接到存在于左侧板18上的后肋的后部配件。因此，通过螺栓或类似物穿过附件对的圆形开口实现将挂架16固定到机翼上，以类似的方式实现将挂架16固定到发动机上。

有利地，根据本发明的挂架16的侧板17、18包括前发动机安装节部件。更具体地，前发动机安装节包括侧板17、18的延伸部31。优选地，如图9所示，延伸部31在与侧板17、18的外表面17b、18b结合的第一表面上和与侧板17、18的上边缘34结合的第二表面上具有开放的矩形盒的大致形状。

因此，延伸部31具有与侧板17、18的内表面17a、18a结合的基底和平行于纵向方向AX延伸的下壁56，该下壁56设置有通孔57，通孔57用于接收将发动机固定到挂架16的固定装置(未示出)。

在图10a和10b的附图标记中，每个侧板17、18同样包括后发动机安装节58的部件。这些后发动机安装节部件58位于侧板17、18的下纵向肋36上与前壳体42齐平。后发动机安装节部件58包括安装板60和固结区域59。安装板60使侧板17、18的下纵向肋36从侧板17、18的内表面伸长，并在前壳体42的两个肋44之间延伸。安装板60包括用于接收第一后发动机安装节部件的一组钻孔63。固结区59包括沿着侧板17、18的外表面17b、18b与安装板60齐平的较厚区域61。固结区59包括多个钻孔62，钻孔用于接收将发动机固定到挂架16的固定装置(未示出)。

因此，根据本发明的挂架16的侧板17、18包括前机翼附接部件、后机翼附接部件、前发动机安装节部件和后发动机安装节部件。因此，应力经由侧板17、18直接从发动机传递到机翼，这允许去除现有技术中使用的部件，例如被称为角锥的主前加强件11，或者被称为铲子的后发动机安装节配件。

一般来说，根据本发明的挂架16的新结构允许应力从发动机连杆引入到机翼，与自加强和加强的侧板共同齐平，并与包括支柱组件的主加强件齐平，这允许改善结构中的机械应力的分布。

根据本发明的挂架16的结构，包括被加强和加固的机加工金属板，允许简化结构以减少构成支柱组件的部件的数量并降低其生产和组装成本。

Claims

1.一种飞行器发动机的挂架，挂架包括彼此组装以形成在纵向方向(AX)上延伸的挂架组件的主前加强件(28)、主后加强件(22)、两个侧板(17、18)以及上部桁条(19)和下部桁条(21)，每个侧板(17、18)包括朝向所述挂架组件内侧定向的内表面(17a、18a)和朝向所述挂架组件外侧定向的外表面(17b、18b)，所述挂架的特征在于，每个侧板(17、18)在其内表面(17a、18a)上包括：

－加强区域(40)，加强区域包括设置在至少两个不同方向上的加强肋网格和加强肋在其内交叉的区域；和

－用于接收主前中央加强件(27)的一个侧边缘的前壳体(42)以及用于接收主后中央加强件(26)的一个侧边缘的后壳体(43)，和

－至少两个板配件(32、48)，每个板配件集成至一个侧板(17、18)；以及至少两个加强配件(46、47)，加强配件集成至所述主后中央加强件(26)并且每个加强配件连接到所述至少两个板配件(32、48)中的一个。

2.根据权利要求1所述的挂架，其特征在于，所述加强区域由沿着所述侧板(17、18)的上边缘(34)延伸的上纵向肋(33)和沿着所述侧板(17、18)的下边缘(37)延伸的下纵向肋(36)界定，所述上纵向肋(33)和下纵向肋(36)在它们的一端通过前肋(38)连接并且在它们的另一端通过后肋(39)连接。

3.根据权利要求2所述的挂架，其特征在于，所述挂架包括：至少两个后部配件(51)，每个后部配件集成至一个侧板(17、18)；以及，集成至主后加强件(22)的至少两个加强配件(52、53)，集成至主后加强件的每个加强配件连接到所述至少两个后部配件(51)中的一个。

4.根据权利要求2所述的挂架，其特征在于，每个所述加强配件(46、47)在垂直于纵向方向(AX)的垂直方向上延伸到所述主后中央加强件(26)的一个侧边缘的右侧，并且每个板配件(32、48)从所述上纵向肋(33)延伸到所述后壳体(43)的右侧。

5.根据权利要求3所述的挂架，其特征在于，每个所述后部配件(51)沿着基本上垂直于所述纵向方向(AX)的方向在所述后肋(39)的延伸部中延伸。

6.根据前述权利要求中任一项所述的挂架，其特征在于，所述挂架包括至少两个延伸部(31)，每个延伸部位于与所述侧板(17、18)的前边缘(30)齐平的位置，所述至少两个延伸部的每一个具有至少一个壁(56)，所述至少一个壁沿平行于所述纵向方向(AX)的方向延伸，所述至少一个壁具有通孔(57)，所述通孔用于接收固定部件。

7.根据权利要求2、3和5中任一项所述的挂架，其特征在于，所述挂架包括：安装板(60)，安装板在所述下纵向肋(36)的延伸部中延伸到所述前壳体(42)的右侧；以及，固结区(59)，固结区包括沿着所述侧板(17、18)的外表面(17b、18b)与所述安装板(60)齐平的较厚区域(61)。

8.根据权利要求7所述的挂架，其特征在于，所述安装板(60)包括至少一个第一钻孔(63)，所述至少一个第一钻孔用于接收固定部件，以及所述固结区包括至少一第二钻孔(62)，所述至少一第二钻孔用于接收固定部件。

9.根据权利要求1至5中任一项所述的挂架，其特征在于，所述加强肋网格包括多个脊(40a、40b)，多个脊布置在重复的图案中，在所述加强区域(40)的整个表面上构成规则的网。

10.根据权利要求6所述的挂架，其特征在于，固定部件是销或螺栓或凸轮。

11.根据权利要求8所述的挂架，其特征在于，由所述至少一个第一钻孔接收的固定部件是销或螺栓或凸轮。

12.根据权利要求8所述的挂架，其特征在于，由所述至少一第二钻孔接收的固定部件是销或螺栓或凸轮。