CN109383818B - 用于飞行器发动机的安装吊挂架和飞行器的组件及飞行器 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种用于飞行器发动机的安装吊挂架和飞行器的组件及飞行器。为了减小用于飞行器的发动机的安装吊挂架的主结构的质量，本发明提供了箱盒和紧固到所述箱盒的后部子结构，所述箱盒包括两个侧向面板，每个侧向面板在其后端处配备有第一链接部分，第一连接孔穿过所述第一链接部分，所述第一连接孔被设计成接收前部侧向机翼附接件的连接销。根据本发明，所述后部子结构为一件式制成，并且包括两个相反的侧向侧面，所述相反的侧向侧面相应地通过紧固元件紧固到所述箱盒的两个侧向面板，每个侧向侧面具有第二链接部分，第二连接孔穿过所述第二链接部分，所述第二连接孔与所述第一连接孔对准并且也被设计成接收所述前部侧向机翼附接件的连接销。

Description

用于飞行器发动机的安装吊挂架和飞行器的组件及飞行器
技术领域
本发明涉及用于飞行器的组件的领域，包括飞行器发动机安装吊挂架、机翼元件以及用于将吊挂架的主结构安装到机翼元件的器件。
它优选地适用于商用飞行器。
背景技术
在现有的飞行器中，诸如双流双轴喷气发动机的发动机通常使用复杂的安装装置-也称为EMS(发动机安装结构)或安装吊挂架-来安装在机翼下方。例如从文献FR3014840中已知这种安装吊挂架。
通常使用的安装吊挂架具有主结构，其也被称为刚性结构。此主结构总体上具有呈大致箱盒形的至少一个部分，也就是说，该主结构通过连结下翼梁和上翼梁制成，所述下翼梁和上翼梁通过位于箱盒内部的多个横向加强肋相互链接。翼梁被安排在下面和上面，而侧向面板封闭箱盒以形成侧向侧面。角形支座可以提供箱盒的这些构成元件之间的机械连接，箱盒的横截面呈大致四边形，通常为正方形或矩形。
如所已知的，安装吊挂架的主结构被设计成允许由发动机产生的静态力和动态力(例如重量和推力而且还有这些不同动态力)传递到机翼。
为此目的，安装器件安排在机翼元件与吊挂架的主结构之间。这些安装器件是位于主结构后部的多个机翼附接件。在某些实施例中，此主要结构通过紧固在箱盒后方的后部子结构来增强。在这种特定情况下，后部子结构的前端通过螺栓紧固到箱盒的后端，并且此前端容纳在设置在箱盒的两个侧向面板的后部处的链接部分之间。每个链接部分呈凸耳的形式，该凸耳设有连接孔，该连接孔容纳前部侧向机翼附接件的连接销。
为了满足“故障安全”的安全性要求，证明有必要的是为每个凸耳提供次级力路径，该次级力路径可以在箱盒的这些侧向面板凸耳中的一个侧向面板凸耳失效之后持续一定的时间地应对力。这种冗余总体上是通过在吊挂架上安装备用凸耳来确保的，所述备用凸耳压靠主凸耳并通过螺栓固定至其相关的侧向面板。因此，前部侧向机翼附接件连接销穿过两个凸耳，使得在主凸耳失效的情况下，备用凸耳确保力继续传递到飞行器的机翼元件。
尽管从结构和安全性角度来看，此解决方案证明是令人满意的，然而其确实具有大的总体质量，这特别是由于备用凸耳的存在及其用于紧固到箱盒的侧向面板的器件而导致的后果。因此需要优化吊挂架的主结构的设计以减少其总质量。
EP 2 426 051 A1也描述了根据现有技术的飞行器发动机安装吊挂架。
发明内容
为了满足这种需要，本发明首先涉及一种用于飞行器的发动机的安装吊挂架，所述安装吊挂架包括主结构，所述主结构包括箱盒和紧固到所述箱盒的后部子结构，所述箱盒包括相反的两个侧向面板，每个侧向面板在其后端处配备有第一链接部分，第一连接孔穿过所述第一链接部分，所述第一连接孔被设计成接收前部侧向机翼附接件的连接销。
根据本发明，所述后部子结构为一件式制成，从而包括对应于所述主结构的后端的后端，所述后部子结构包括两个相反的侧向侧面，所述相反的侧向侧面相应地通过紧固元件紧固到所述箱盒的两个侧向面板，每个侧向侧面具有第二链接部分，第二连接孔穿过所述第二链接部分，所述第二连接孔与所述第一连接孔对准并且也被设计成接收所述前部侧向机翼附接件的连接销。
因此，本发明的巧妙之处在于它利用后部子结构来确保设置在箱盒的侧向面板上的第一链接部分的冗余。因此，现有技术中使用的备用凸耳不再是必需的，它们的紧固装置也不是必需的。
这样做的有利结果是可以节省安装吊挂架的主结构的质量，每个吊挂架可以节省多达200kg。
优选地，本发明还提供以下单独地或组合地采用的可选特征中的至少一个特征。
所述第二链接部分被安排为邻近于开口，所述开口穿过所述后部子结构产生以用于执行维护操作。
所述开口部分地产生在所述侧向侧面中并且部分地产生在所述后部子结构的上侧面或下侧面中，所述第二链接部分从所述上侧面或下侧面向外延伸。
所述第一链接部分和所述第二链接部分中的每一者均呈凸耳的形式。
所述后部子结构具有的形状沿向后方向变窄，并且优选地为大致锥形或金字塔的形状。
所述后部子结构由复合材料制成。
所述后部子结构包括紧固前端，所述紧固前端通过所述紧固元件固定到所述箱盒的两个侧向面板并固定到同一箱盒的上翼梁和下翼梁。
所述箱盒的上翼梁或下翼梁包括覆盖部分的所述后部子结构并且通过紧固元件固定到其上的翼梁后部延伸部。
所述紧固元件优选是螺栓或类似元件。
所述吊挂架包括添加在所述后部子结构的所述两个侧向侧面之间的加强元件。
所述后部子结构的后端限定两个后部连接孔，所述后部连接孔对准并被设计成接收所述后部机翼附接件的连接销。
本发明还涉及一种用于飞行器的组件，包括：
-如上所述的发动机安装吊挂架；
-机翼元件；以及
-用于将所述吊挂架的主结构安装在所述飞行器的所述机翼元件上的器件。
所述安装器件优选地包括：
-前部中央机翼附接件；
-两个前部侧向机翼附接件；
-后部机翼附接件或有螺栓的附接件所述后部机翼附接件包括穿过后部子结构的后端的至少一个后部连接孔的连接销，所述有螺栓的附接件包括穿过所述子结构的上侧面的螺栓。
取决于第三附接件的性质，用于应对力的系统是静定的或静不定的。
最后，本发明涉及一种包括至少一个这种组件的飞行器。
本发明的其他优点和特征将从以下非限制性的详细说明变得明显。
附图说明
将参照附图提供此说明，在附图中：
-图1示出了根据本发明的飞行器的侧视图；
-图2是根据本发明的飞行器组件的纵向截面的示意图；
-图2a是沿图2的线IIa-IIa截取的截面视图；
-图3表示图2和图2a中所示的安装吊挂架的主结构的部分的透视图；
-图4是上一附图中所示的主结构的后部子结构的透视图；
-图5和图6分别是根据图3的平面P1和P2考虑截取的安装吊挂架的主结构的截面视图；
-图7是类似于图3的透视图，示意性示出由机翼的附接件提供的对力的应对；并且
-图8是替代实施例的类似于图7的视图。
具体实施方式
图1示出了包括机身3的飞行器200，两个机翼2紧固到所述机身(图1仅示出一个机翼)。这些机翼2是具有若干组件5的整合部分，这些组件是本发明特有的并且将在下文中阐述。总体上，每个组件5包括机翼元件(在这种情况下是机翼2或机翼区段)、发动机安装吊挂架4以及用于将吊挂架安装在机翼上的器件。组件5旨在承载发动机10，发动机优选地为双流双轴发动机，例如喷气发动机。
传统上，发动机10悬挂在机翼2下方。尽管如此，本发明还涵盖其中发动机位于机翼上方、或者甚至由另一个机翼元件(例如竖直或水平尾翼或方向舵)承载的其他解决方案。
在所有下面的描述中，按照惯例，X方向对应于吊挂架4的纵向方向，也可以认为其类似于喷气发动机的纵向方向和组件5的纵向方向，该X方向平行于该喷气发动机的纵向轴线9。而且，Y方向对应于相对于吊挂架4横向取向的方向，并且也可以被认为与喷气发动机的横向方向和组件5的横向方向相似，并且Z方向对应于竖直方向或高度，这三个方向X、Y和Z彼此正交。
此外，术语“前”和“后”将被考虑为与由于喷气发动机产生的推力而发生的飞行器前进的方向有关，该方向由箭头13示意性地表示在图2中。参考该图，喷气发动机包括由多种不同壳体形成的结构性外部蒙皮。从前到后，这些壳体是风扇壳体20、中间壳体22、中央壳体24和排气壳体26。中间壳体22包括外箍环28，该外箍环位于风扇壳体的后部延续部中、具有基本相同的直径。此外箍环28在内部支承径向结构臂(未示出，也称为结构OGV)，这些径向结构臂以其内端连接至中间壳体22的毂32。
图2仅示出了吊挂架的主结构8，而未示出设计为被添加到此主结构8的次要结构。次要结构是常规的并且将不在下文中阐述。它们分离并保持系统同时支撑空气动力学整流罩元件。
主结构8对于本发明是特定的并且将在下文中详细阐述。它包括箱盒8a，其构成主结构的大部分。这通过具有在向后方向上变窄的形状的后部子结构8b来增强。就此而言，应注意的是，后部子结构8b优选地呈锥形或金字塔形的大体形状。
因此，从主结构的前端延伸到后部子结构8b的前端的箱盒8a由上翼梁36和下翼梁38以及两个相反的侧向面板40形成(图2仅示出其中一个侧向面板)。这些箱盒元件通过内部横向加强肋42彼此连接，所述内部横向加强肋通常沿着平行的YZ平面取向。这些肋在箱盒内沿X方向分布。参照图2a，应注意的是，也可以在上翼梁36、下翼梁38、侧向面板40之间安排角形支座43来使得它们可以彼此紧固。替代性地，也可以为箱盒提供更“集成的”设计，其中单个部件可以形成上翼梁36、下翼梁38、侧向面板40中的若干个元件的全部或一些。
发动机10在机翼下方通过安装器件7安装到箱盒8a，安装器件优选地由前部发动机附接件7c、后部发动机附接件7a和用于应对推力的装置组成，所述装置由两个用于应对推力的侧杆7b形成。后部发动机附接件7a将排气壳体26连接到箱盒的下翼梁38。前部发动机附接件7c将箱盒的前端连接到风扇壳体20或连接到位于其后部延续部中的中间壳体22。在这个最后的解决方案中，前部发动机附接件7c更优选地连接到中间壳体22的外箍环28。优选地，安装器件7形成用于应对力的静定系统。
此外，主结构8通过安装器件18连接到机翼2，在这种情况下，安装器件的形式为前部中央机翼附接件18a、两个前部侧向机翼附接件18b(图2中仅示出一个)以及后部机翼附接件18c。将在后面详细描述的这些机翼附接件全部或部分地容纳在机翼中，并与紧固到机翼箱盒的一个或多个装配件19接合。
前部中央机翼附接件18a、前部侧向机翼附接件18b、后部机翼附接件18c位于主结构8的后侧、基本在后部子结构8b的高度上。后部子结构对于本发明是特定的，并且现在将参照图2至图6中的全部进行描述。
后部子结构8b由单件复合材料制成，优选地具有有机基质。例如，它可以是包含玻璃纤维和/或碳纤维以及热固性或热塑性基质的类型的复合材料。这种大体呈锥形或金字塔形状的后部子结构8b具有两个相反的侧向侧面44、上侧面46和下侧面48。后部子结构8b形成主结构的后部部分，因此其后端50a对应于吊挂架的这一主结构的后端。
后部子结构8b在其后端50a具有在Y方向上重叠的两个链接部分52和穿过每个链接部分的后部连接孔54。沿Y方向对齐的两个后部连接孔54接收属于后部机翼附接件18c的后部连接销56。如图2中示意性所示，后部连接销56与后部机翼附接件18c的一个或多个钩环60配合，这些钩环也铰接到容纳在机翼2中的装配件19。
后部子结构8b的紧固前端50b构成用于紧固在箱盒8a上的部分，并插入在向后延伸超过箱盒部分的两个侧向面板40之间。在如图5所示的截面中，后部子结构8b的紧固前端50b呈四边形形状，优选地为矩形或正方形。如特别地在图5中示意性示出的，紧固元件62用于成对地使得后部子结构8b的紧固前端50b的构成元件与箱盒的后端相链接。这些元件是螺栓或类似元件。更精确地，螺栓穿过每个侧向面板40的后部部分并将其与后部子结构8b的这些侧向侧面44之一相链接。其他螺栓穿过并链接上侧面46和上翼梁36，而又其他螺栓穿过下侧面48和下翼梁38。就此而言，还要注意的是，箱盒8a的上翼梁36可以包括翼梁后部延伸部36a，所述后部延伸部覆盖并压靠在后部子结构8b的上侧面46。这里，螺栓也用于紧固延伸到靠近链接部分52的区域中的翼梁后部延伸部36a。
这种将上翼梁36的翼梁后部延伸部36a固定在上侧面46上改善了其两个侧向侧面44可以是通过加强元件64来连接的后部子结构8b的机械强度。所述加强元件优选由金属材料制成并且安排在上侧面46和下侧面48之间，也有助于改善后部子结构8b的机械强度。
对于箱盒的每个侧向面板40的部分的后部而言，箱盒侧向面板具有呈凸耳形式的第一链接部分66，第一连接孔68沿Y方向定向地穿过该第一链接部分。此外，靠近紧固前端50b，每个侧向侧面44包括第二链接部分70，该第二链接部分也呈凸耳的形式，并且与第一连接孔68对准的第二连接孔72穿过该第二链接部分。第一链接部分66、第二链接部分70在Y方向上彼此压靠，并且相关联的前部侧向机翼附接件18b的单个连接销74穿过它们相应的第一连接孔68、第二连接孔72。如图6所示，这个连接销74还穿过固定到容纳在机翼中的装配件19的U形夹78，以便形成这种前部侧向机翼附接件18b。
在此优选实施例中，凸耳形式的第一链接部分66、第二链接部分70通过位于更靠前部定位的、并且用于紧固侧向面板40和侧向侧面44的螺栓而彼此链接。这样的结果是单剪切类型的连结部，其他解决方案也是可能的而不脱离本发明的范围。特别地，通过用容纳第一链接部分66的U形夹来代替例如每个第二链接部分70，可以设想双重剪切类型的连结部。
为了确保操作人员能够触及主结构的内部，在后部子结构8b中设有开口80。例如，每个开口80足够大以使操作者的手臂够到其中以便从后部子结构8b内进行维护操作。优选地具有两个开口80，每个开口与第二链接部分70之一相邻。更确切地说，每个开口80从第二链接部分70延伸，一方面向后延伸穿过相关联的侧向侧面44，并且另一方面沿Y方向延伸穿过上侧面46。在两个开口80之间，此上侧面46的其余部分是容纳箱盒上翼梁的翼梁后部延伸部36a的部分。
开口80还利于对第一连接孔68、第二连接孔72的触及能力以用于安装连接销74，这通过以下事实而增加了易用性：每个第二链接部分70从后部子结构8b的上侧面46向外并向上延伸。
凭借这种安排，每个前部侧向机翼附接件18b在第一链接部分66、第二链接部分70的水平上具有所需的冗余度。因此，在这些凸耳之一失效的事件中，另一个仍然能够应对来自箱盒的力并将这些力传递到机翼2。因此，所提出的设计本质上是“故障安全的”，这是通过使用后部子结构8b来以巧妙的方式实现的。
图7示意性地表示四个机翼附接件中的每一个机翼附接件对力的应对，它们一起形成用于应对力的静定系统。
前部中央机翼附接件18a呈在Z方向上定向的剪切销82的形式，并且仅在Y方向上对力加以应对。剪切销82是固定到由螺栓紧固在上侧面46和箱盒的上翼梁36之间的重叠区域处的装配件的。稍向后的是两个前部侧向机翼附接件18b，它们各自在X方向和Z方向上对力加以应对。最后，后部机翼附接件18c仅应对作用在Z方向的那些力。
图8示出了替代实施例，其中用有螺栓的附接件18c'代替了后部机翼附接件，使得应对系统静不定。这个有螺栓的附接件18c'因此包括穿过机翼元件(图8中未示出)和后部子结构8b的螺栓86。优选地，螺栓86穿过后部子结构的上侧面46，并且更具体地穿过侧向侧面44的两个上肩部46'，这因此帮助限定了这个上侧面。为此，上肩部46'优选地相对于它们相应的侧向侧面44以90°弯折。
螺栓86在X方向上分布在大部分的后部子结构8b上或者甚至分布在全部后部子结构上。最后，注意的是，在此替代实施例中，可以省略开口80以便改善后部子结构8b的机械强度。
应理解的是，本领域技术人员可以对前面纯粹以非限制性举例的方式描述的本发明进行各种修改。

Claims (16)

1.一种用于飞行器发动机(10)的安装吊挂架(4)，所述安装吊挂架包括主结构(8)，所述主结构包括箱盒(8a)和紧固到所述箱盒的后部子结构(8b)，所述箱盒包括相反的两个侧向面板(40)，每个侧向面板在其后端处配备有第一链接部分(66)，第一连接孔(68)穿过所述第一链接部分，所述第一连接孔被设计成接收前部侧向机翼附接件(18b)的连接销(74)，
其特征在于，所述后部子结构(8b)为一件式制成，从而包括对应于所述主结构(8)的后端的后端(50a)，所述后部子结构包括两个相反的侧向侧面(44)，所述相反的侧向侧面相应地通过紧固元件(62)紧固到所述箱盒的两个侧向面板(40)，每个侧向侧面具有第二链接部分(70)，第二连接孔(72)穿过所述第二链接部分，所述第二连接孔与所述第一连接孔(68)对准并且也被设计成接收所述前部侧向机翼附接件(18b)的连接销(74)。
2.根据权利要求1所述的安装吊挂架，其特征在于，所述第二链接部分(70)被安排为邻近于开口(80)，所述开口穿过所述后部子结构(8b)产生以用于执行维护操作。
3.根据权利要求2所述的安装吊挂架，其特征在于，所述开口(80)部分地产生在所述侧向侧面(44)中并且部分地产生在所述后部子结构(8b)的上侧面(46)或下侧面中，所述第二链接部分(70)从所述上侧面或下侧面向外延伸。
4.根据前述权利要求中任一项所述的安装吊挂架，其特征在于，所述第一链接部分(66)和所述第二链接部分(70)中的每一者均呈凸耳的形式。
5.根据权利要求1至3中任一项所述的安装吊挂架，其特征在于，所述后部子结构(8b)具有的形状沿向后方向变窄。
6.根据权利要求5所述的安装吊挂架，其特征在于，所述后部子结构(8b)具有大致锥形或金字塔的形状。
7.根据权利要求1至3中任一项所述的安装吊挂架，其特征在于，所述后部子结构(8b)由复合材料制成。
8.根据权利要求1至3中任一项所述的安装吊挂架，其特征在于，所述后部子结构(8b)包括紧固前端(50b)，所述紧固前端通过所述紧固元件(62)固定到所述箱盒的两个侧向面板(40)并固定到同一箱盒的上翼梁(36)和下翼梁(38)。
9.根据权利要求8所述的安装吊挂架，其特征在于，所述箱盒的上翼梁(36)或下翼梁包括覆盖部分的所述后部子结构(8b)并且通过紧固元件(62)固定到其上的翼梁后部延伸部(36a)。
10.根据权利要求1至3中任一项所述的安装吊挂架，其特征在于，所述紧固元件(62)是螺栓。
11.根据权利要求1至3中任一项所述的安装吊挂架，其特征在于，所述安装吊挂架包括添加在所述后部子结构(8b)的所述两个相反的侧向侧面(44)之间的加强元件(64)。
12.根据权利要求1至3中任一项所述的安装吊挂架，其特征在于，所述后部子结构(8b)的后端(50a)限定两个后部连接孔(54)，所述后部连接孔对准并被设计成接收后部机翼附接件(18c)的后部连接销(56)。
13.一种用于飞行器的组件(5)，包括：
-根据前述权利要求中任一项所述的安装吊挂架(4)；
-机翼元件(2)；以及
-用于将所述安装吊挂架的主结构(8)安装在所述飞行器的所述机翼元件(2)上的安装器件(18)。
14.根据权利要求13所述的组件，其特征在于，所述安装器件(18)包括：
-前部中央机翼附接件(18a)；
-两个前部侧向机翼附接件(18b)；
-后部机翼附接件(18c)或有螺栓的附接件(18c')，所述后部机翼附接件包括穿过后部子结构(8b)的后端(50a)的至少一个后部连接孔(54)的后部连接销(56)，所述有螺栓的附接件包括穿过所述后部子结构(8b)的上侧面(46)的螺栓。
15.根据权利要求13或权利要求14所述的组件，其特征在于，所述安装器件(18)形成用于应对力的静定系统或静不定系统。
16.一种包括至少一个根据权利要求13至15中任一项所述的组件(5)的飞行器(200)。
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