CN109866930B - 飞行器的发动机的后部发动机附接件和飞行器 - Google Patents

飞行器的发动机的后部发动机附接件和飞行器 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种飞行器的发动机的后部发动机附接件(200)和飞行器，该飞行器包括具有底部面的吊挂架，所述后部发动机附接件(200)包括：‑第一装配件(202)，该第一装配件旨抵靠所述底部面进行固定、并且具有壁(203)，‑第二装配件(261)，该第二装配件旨在被紧固到发动机的结构壳体(260)，‑两个前部链接件(204a，205a)和两个后部链接件(204b，205b)，这些链接件通过同一主链接点(206)固定到壁(203)、并且通过两个链接点(208，209，210)固定到第二装配件(261)的两侧。这样的机械化组件允许尤其是在后部发动机附接件处减小体积，这有助于提高机械化组件的整体性能。

Description

飞行器的发动机的后部发动机附接件和飞行器
技术领域
本发明涉及一种飞行器发动机的后部发动机附接件、以及一种包括至少一个此类后部发动机附接件的飞行器。
背景技术
常规地，飞行器包括下方固定有吊挂架的机翼，发动机固定到该吊挂架。发动机经由附接件系统固定到吊挂架，该附接件系统除其他事项之外由在前部处的前部发动机附接件和在后部处的后部发动机附接件构成。由吊挂架和其附接件系统构成的组件径向地位于发动机上方、在可以被限定成在10am与2pm之间的时钟区段中，并且与发动机的次级射流交叉。为了减小由这种交叉安排所引入的空气动力学扰动，吊挂架和其附接件系统通过被称为叉形件(bifurcation)的空气动力学导流件进行导流。此叉形件由复杂形式的面板构成，这些面板促进短舱中的空气流动、并且被固定到吊挂架的侧壁上。
常规地，前部发动机附接件和后部发动机附接件被固定在吊挂架下方，并且后部发动机附接件被设计成除其他事项之外还用于承受力矩Mx。这些不同的应力需要特定结构的发动机附接件，这使得它们相对较大，从而占据了与喷气发动机的次级射流交叉的叉形件中的大量空间。因此有必要为发动机附接件找到新的形式，以便限制此叉形件内的这种笨重、并且因此通过减小对其次级射流的空气动力学阻挡来改善喷气发动机的性能。
发明内容
本发明的一个目的是提出一种后部发动机附接件，与现有技术的后部发动机附接件系统相比，该后部发动机附接件具有减小的体积。
为此目的，提出了一种飞行器的发动机的后部发动机附接件，所述飞行器包括具有底部面的吊挂架，所述后部发动机附接件包括：
-第一装配件，所述第一装配件旨在抵靠所述底部面进行固定并且包括壁，所述壁在与纵向轴线X成直角的平面中延伸、并且具有前部面和后部面，所述前部面旨在被定向成朝向所述飞行器的前部，所述后部面旨在被定向成朝向所述飞行器的后部，
-第二装配件，所述第二装配件旨在被紧固到所述发动机的结构壳体，所述第二装配件在与所述纵向轴线X成直角的平面中延伸、并且具有前部面和后部面，所述前部面旨在被定向成朝向所述飞行器的前部，所述后部面旨在被定向成朝向所述飞行器的后部，
-前部内链接件，
-后部内链接件，
-前部外链接件，以及
-后部外链接件，
其中，所述前部内链接件具有后部面，所述后部面被定位成面向所述壁的前部面、并且面向所述第二装配件的前部面，
其中，所述后部内链接件具有前部面，所述前部面被定位成面向所述壁的后部面、并且面向所述第二装配件的后部面，
其中，所述前部外链接件具有后部面，所述后部面被定位成面向所述前部内链接件的前部面，
其中，所述后部外链接件具有前部面，所述前部面被定位成面向所述后部内链接件的后部面，
其中，所述前部内链接件通过主链接点固定到所述壁、并且通过第一链接点和第二链接点固定到所述第二装配件，
其中，所述前部外链接件通过同一主链接点固定到所述壁、并且通过同一第一链接点和另一第二链接点固定到所述第二装配件，
其中，所述后部内链接件如同所述前部内链接件一样通过同一主链接点固定到所述壁、并且通过同一第一链接点和同一第二链接点固定到所述第二装配件，
其中，所述后部外链接件如同所述前部外链接件一样通过同一主链接点固定到所述壁、并且通过同一第一链接点和同一第二链接点固定到所述第二装配件。
这样的后部发动机附接件具有减小的体积。此外，根据变体，这样的后部发动机附接件形成均衡的组件和这两个链接件之间的相对移动性，该相对移动性允许适应发动机热膨胀的情况。
有利地，所述主链接点由穿过所述壁的孔、穿过各个链接件的孔、以及轴件组成，所述轴件被装配到各个链接件的孔中、并且被装配到所述壁的孔中，到所述第二装配件的各个链接点由穿过所述第二装配件的孔、对于与所述链接点相关联的各个链接件而言穿过所述链接件的孔、以及轴件组成，所述轴件被装配到各个链接件的孔中、并且被装配到所述第二装配件的孔中。
有利地，所述主链接点是无游隙地安装的，各个第二链接点是无游隙地安装的，所述第一链接点在所述第二装配件处是有游隙地安装的，所述第一链接点在所述内链接件处是无游隙地安装的，并且所述第一链接点在所述外链接件处是有游隙地安装的。
本发明还提出一种飞行器，所述飞行器包括具有底部面的吊挂架、具有结构壳体的发动机、以及根据前述变体之一所述的后部发动机附接件，其中，所述第一装配件抵靠所述底部面进行固定，并且其中，所述第二装配件被紧固到所述结构壳体。
附图说明
通过阅读关于附图所给出的对示例性实施例的以下说明，将更清楚地显现本发明的上述特征以及其他特征，在附图中：
图1是具有至少一个根据本发明的后部发动机附接件的飞行器的侧视图，
图2是根据本发明的后部发动机附接件的透视图，并且
图3是图2的后部发动机附接件的分解透视图。
具体实施方式
在以下说明中，涉及位置的术语以处于正常前进位置的、即如图1所表示的飞行器为参照。
图1示出了飞行器10，所述飞行器包括机身12，所述机身在每一侧上具有机翼14。
贯穿以下描述，按照惯例，方向X对应于喷气发动机的纵向方向，该方向平行于此喷气发动机的纵向轴线X。而且，方向Y对应于相对于喷气发动机横向定向的方向，并且方向Z对应于竖直或高度方向，这三个方向X、Y、Z相互正交。
在每个机翼14下方，固定有至少一个机械化(motorisation)组件100，该机械化组件包括固定在机翼14下方的吊挂架102和固定到吊挂架102的发动机104。发动机104是例如喷气发动机、并且除其他事项之外还包括结构壳体和短舱106，该结构壳体固定到吊挂架102，该短舱构成发动机104的空气动力学导流件、并且被固定到结构壳体和采取箱体形式的吊挂架102二者。
结构壳体到吊挂架102的固定除其他事项之外是在前部处通过前部发动机附接件并且在后部处通过后部发动机附接件来确保的。图2示出了后部发动机附接件200，该后部发动机附接件被固定到发动机104的吊挂架102与结构壳体260之间，并且图3示出了后部发动机附接件200的分解视图。
吊挂架102具有底部面，该底部面是整体水平的、并且被定向成朝向地面。
后部发动机附接件200包括：
-第一装配件202，该第一装配件例如使用螺栓来抵靠吊挂架102的底部面进行固定、并且包括壁203，该壁在与纵向轴线X成直角的平面中延伸、并且具有被定向成朝向飞行器10前部的前部面和被定向成朝向飞行器10后部的后部面，
-第二装配件261，该第二装配件被紧固到结构壳体260，并且该第二装配件采取在与纵向轴线X成直角的平面中延伸的壁的形式、并且具有被定向成朝向飞行器10前部的前部面和被定向成朝向飞行器10后部的后部面，
-前部内链接件204a，
-后部内链接件204b，
-前部外链接件205a，以及
-后部外链接件205b。
壁203布置成整体在第二装配件261的竖直上方。
前部内链接件204a具有后部面，该后部面被定位成面向壁203的前部面和第二装配件261的前部面。
后部内链接件204b具有前部面，该前部面被定位成面向壁203的后部面和第二装配件261的后部面。
前部外链接件205a具有后部面，该后部面被定位成面向前部内链接件204a的前部面。
后部外链接件205b具有前部面，该前部面被定位成面向后部内链接件204b的后部面。
前部内链接件204a通过主链接点206固定到第一装配件202的壁203、并且通过第一链接点208和第二链接点209固定到结构壳体260的第二装配件261。
前部外链接件205a通过同一主链接点206固定到第一装配件202的壁203、并且通过同一第一链接点208和另一第二链接点210固定到结构壳体260的第二装配件261。
如同前部内链接件204a一样，但却是在壁203的另一侧，后部内链接件204b通过同一主链接点206固定到第一装配件202的壁203、并且通过同一第一链接点208和同一第二链接点209固定到结构壳体260的第二装配件261。
如同前部外链接件205a一样，但却是在壁203的另一侧，后部外链接件205b通过同一主链接点206固定到第一装配件202的壁203、并且通过同一第一链接点208和同一第二链接件210固定到结构壳体260的第二装配件261。
各个链接件204a和204b、205a和205b因此具有三个链接点。
主链接点206和第一链接点208整体上竖直地对齐，而这两个第二链接点209和210相对于竖直中间平面XZ被布置在第一链接点208的两侧。
各个链接件204a和204b、205a和205b因此与结构壳体260仅具有两个链接点。
这样的组件因此具有相对较小的体积，并且链接件204a和204b、205a和205b具有相对简单的形式(此处为三角形板)。
各个链接点206、208、209、210构成至少两个部分之间的组件，并且所述组件包括绕与纵向轴线X平行的轴线旋转的至少一个自由度。这意味着，除其他事项之外，在链接点处链接的部分至少存在可能的绕与纵向轴线X平行的轴线的旋转。
适当构成的组件采取双轭式联结器212、214的形式，其中，侧面件在前侧由前部链接件204a和205a构成、并且在后侧由后部链接件204b和205b构成，其中，对于一个轭式联结器212，壁203被定位在这些侧面件之间，并且其中，对于另一轭式联结器214，第二装配件261被定位在这些侧面件之间。
到第一装配件202的主链接点206因此由穿过壁203的孔、穿过各个链接件204a和204b、205a和205b的孔、以及轴件302(尤其是双剪切轴件)组成，该轴件被装配到各个链接件204a和204b、205a和205b的孔中、并且被装配到壁203的孔中。双剪切轴件由装配到彼此中的两个轴件组成。将轴件302固定到壁203的孔中尤其是通过球形联结器链接件304来执行的。
到第二装配件261的各个链接点208、209、210由穿过第二装配件261的孔、对于与链接点208、209、210相关联的各个链接件204a和204b、205a和205b的穿过所述链接件204a和204b、205a和205b孔、以及轴件306a至306c(尤其是单剪切轴件)组成，该轴件被装配到各个链接件204a和204b、205a和205b的孔中、并且被装配到第二装配件261的孔中。
对于第二链接点209和210，将轴件固定到链接件204a和204b的孔中尤其是通过球形联结器链接件308a和308b来执行的。
第一链接点208和第二链接点209和210确保了链接件204a和204b、205a和205b到结构壳体260的固定。
轭式联结器212和214的轴线、和这些孔的轴线构成这些链接点的旋转轴线、并且与纵向轴线X平行。
各个第二链接点209、210是无游隙地安装的，也就是说，在一方面，在内链接件204a和204b与和第二链接点209相关联的轴件306c之间不可能存在线性移动，在另一方面，在外链接件205a和205b与和第二链接点210相关联的轴件306a之间、以及在第二装配件261与和所述第二链接点209、210相关联的轴件306a、306c之间不可能存在线性移动。可能的移动仅是旋转移动，尤其是通过球形联结器链接件308a和308b的旋转移动。
同样地，主链接点206是无游隙地安装的，也就是说，在一方面，在链接件204a和204b、205a和205b与轴件302之间，并且在另一方面，在壁203与轴件302之间不可能存在线性移动。可能的移动仅是旋转移动，尤其是通过球形联结器链接件304的旋转移动。
第一链接点208在第二装配件261处是松动的，也就是说，是有游隙地安装的，也就是说，在第二装配件261与轴件306b之间不仅旋转移动是可能的，而且线性移动也是可能的。
第一链接点208在内链接件204a和204b处是无游隙地安装的，也就是说，内链接件204a和204b与轴件306b之间不可能存在线性移动，并且可能的移动仅是旋转移动。
第一链接点208在外链接件205a和205b处是松动的，也就是说，是有游隙地安装的，也就是说，在外链接件205a和205b与轴件306b之间不仅旋转移动是可能的，而且线性移动也是可能的。
凭借线性移动自由度，后部发动机附接件200形成均衡的组件，并且在发动机热膨胀的情况下，允许外链接件205a和205b的移位和轴件306b在第二装配件261的孔中的移位。因此，外链接件205a和205b可以通过绕主链接点206旋转而像剪刀一样一起变得更加收拢或张开。这个移动自由度是通过外链接件205a和205b的孔的直径和第二装配件261的孔的直径大于轴件306b在第一链接点208处的直径来产生的。
通过主链接点206和各个第二链接点209、210，第一装配件202和链接件204a和204b、205a和205b一起限定发动机与吊挂架之间的载荷的主路径，以承受发动机的载荷。第一链接点208构成备用安全固定点，在主载荷路径失效的情况下，该备用安全固定点被激活，并且该备用安全固定点建立了发动机与喷气发动机吊挂架之间的辅助载荷路径。
由于产生第一链接点208的外链接件205a和205b的孔与轴件306b之间的直径差，在正常操作中，轴件306b与外链接件205a和205b之间不存在接触，并且在出问题的情况下，结构壳体260被移位，并且轴件306b然后与外链接件205a和205b中的至少一个外链接件发生接触。
实际上，与现有技术不同，根据本发明的后部发动机附接件不会将喷气发动机的扭转力矩(Mx)传递至飞机结构。该后部发动机附接件旨在与前部发动机附接件相关联以构成均衡的发动机附接件系统。

Claims (4)

1.一种飞行器(10)的发动机的后部发动机附接件(200)，所述飞行器包括具有底部面的吊挂架(102)，所述后部发动机附接件(200)包括：
-第一装配件(202)，所述第一装配件旨在抵靠所述底部面进行固定并且包括壁(203)，所述壁在与纵向轴线X成直角的平面中延伸、并且具有前部面和后部面，所述前部面旨在被定向成朝向所述飞行器(10)的前部，所述后部面旨在被定向成朝向所述飞行器(10)的后部，
-第二装配件(261)，所述第二装配件旨在被紧固到所述发动机的结构壳体(260)，所述第二装配件(261)在与所述纵向轴线X成直角的平面中延伸、并且具有前部面和后部面，所述前部面旨在被定向成朝向所述飞行器(10)的前部，所述后部面旨在被定向成朝向所述飞行器(10)的后部，
-前部内链接件(204a)，
-后部内链接件(204b)，
-前部外链接件(205a)，以及
-后部外链接件(205b)，
其中，所述前部内链接件(204a)具有后部面，所述后部面被定位成面向所述壁(203)的前部面、并且面向所述第二装配件(261)的前部面，
其中，所述后部内链接件(204b)具有前部面，所述前部面被定位成面向所述壁(203)的后部面、并且面向所述第二装配件(261)的后部面，
其中，所述前部外链接件(205a)具有后部面，所述后部面被定位成面向所述前部内链接件(204a)的前部面，
其中，所述后部外链接件(205b)具有前部面，所述前部面被定位成面向所述后部内链接件(204b)的后部面，
其中，所述前部内链接件(204a)通过主链接点(206)固定到所述壁(203)、并且通过第一链接点(208)和第二链接点(209)固定到所述第二装配件(261)，
其中，所述前部外链接件(205a)通过同一主链接点(206)固定到所述壁(203)、并且通过同一第一链接点(208)和另一第二链接点(210)固定到所述第二装配件(261)，
其中，所述后部内链接件(204b)如同所述前部内链接件(204a)一样通过同一主链接点(206)固定到所述壁(203)、并且通过同一第一链接点(208)和同一第二链接点(209)固定到所述第二装配件(261)，
其中，所述后部外链接件(205b)如同所述前部外链接件(205a)一样通过同一主链接点(206)固定到所述壁(203)、并且通过同一第一链接点(208)和同一第二链接点(210)固定到所述第二装配件(261)。
2.根据权利要求1所述的后部发动机附接件(200)，其特征在于，所述主链接点(206)由穿过所述壁(203)的孔、穿过各个链接件(204a和204b，205a和205b)的孔、以及轴件(302)组成，所述轴件被装配到各个链接件(204a和204b、205a和205b)的孔中、并且被装配到所述壁(203)的孔中，
关于所述第二装配件(261)的各个链接点(208，209，210)由穿过所述第二装配件(261)的孔、对于与关于所述第二装配件的各个链接点(208，209，210)相关联的各个链接件(204a和204b、205a和205b)而言穿过各个链接件(204a和204b、205a和205b)的孔、以及轴件(306a至306c)组成，所述轴件被装配到各个链接件(204a和204b、205a和205b)的孔中、并且被装配到所述第二装配件(261)的孔中。
3.根据权利要求2所述的后部发动机附接件(200)，其特征在于，所述主链接点(206)是无游隙地安装的，各个第二链接点(209，210)是无游隙地安装的，所述第一链接点(208)在所述第二装配件(261)处是有游隙地安装的，所述第一链接点(208)在所述内链接件(204a和204b)处是无游隙地安装的，并且所述第一链接点(208)在所述外链接件(205a和205b)处是有游隙地安装的。
4.一种飞行器(10)，所述飞行器包括具有底部面的吊挂架(102)、具有结构壳体(260)的发动机、以及根据权利要求1-3中任一项所述的后部发动机附接件(20)，其中，所述第一装配件(202)抵靠所述底部面进行固定，并且其中，所述第二装配件(261)被紧固到所述结构壳体(260)。
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