CN109878742A

CN109878742A - 用于飞行器的组件和飞行器

Info

Publication number: CN109878742A
Application number: CN201811405922.5A
Authority: CN
Inventors: 奥利维耶·波蒂斯; 埃里克·布歇; 奥利维耶·芭芭拉
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2017-11-23
Filing date: 2018-11-23
Publication date: 2019-06-14
Also published as: US11084597B2; US20190152616A1; EP3489147A1; FR3073824A1; FR3073824B1

Abstract

本发明涉及一种用于飞行器的组件及飞行器。为了使飞行器发动机附接挂架的挂架箱(28)尽可能地靠近翼盒(14)，本发明设置了两个侧向前紧固件(42)，所述两个侧向前紧固件中的每一者均包括：‑固定至翼盒(14)的夹具(46)，该夹具包括两个腹板(48a、48b)，所述两个腹板中的至少一者穿过箱(28)的上翼梁(30)；‑箱形加强件(28)的下横向肋(36c)的所述两个相对的侧向凸缘(58)中的一者的上部部分(58a)；‑相关联的侧向面板(34)的上部部分(34a)；以及‑穿过夹具(46)和这两个上部部分(34a、58a)的销系统(66)。

Description

用于飞行器的组件和飞行器

技术领域

本发明涉及飞行器领域，并且更具体地涉及包括飞行器机翼和固定在该机翼下方的发动机附接挂架的组件。本发明优选地涉及用于支承大直径双流发动机的这种组件。这种类型的组件的示例例如在文献FR 2887522中公开。

本发明特别适用于商用飞行器。

背景技术

在现有的飞行器上，发动机比如喷气发动机通过复杂的附接系统悬挂在机翼下方，所述附接系统也被称为“EMS”(用于“发动机安装结构”)或者甚至被称为附接挂架。通常采用的附接挂架具有主结构，该主结构也被称为刚性结构并且通常生产为呈箱形式，也就是说，该主结构通过下述方式生产：由通过位于箱内部且在箱端部处的多个加强横向肋连接至彼此的底翼梁和顶翼梁组装而成。这些翼梁设置为底面和顶面，而侧向面板在侧向面封闭该箱。此外，附接挂架设置在发动机的上部部分中并且设置在发动机与翼盒之间。该顺时针位置称为“处于12点钟”。

如已知的，这些挂架的主结构设计成允许由发动机产生的静态力和动态力——比如，重量、推力或甚至各种动态力、特别是与故障情况、比如风扇叶片损失(FBO，“风扇叶片脱落”)、前起落架退出、动态着陆等相关联的这些动态力——传递至机翼。

在从现有技术如文献FR 2887522中已知的附接挂架中，在其主结构与翼盒之间的力传递通常由包括前附接件、后附接件和中间附接件的一组附接件来确保，中间附接件特别用于吸收由发动机产生的推力。这些附接件通常竖向置于翼盒与附接挂架的主结构之间。

在最近的发动机上，直径变得越来越大。对于双流发动机、比如喷气发动机，所寻求的显著的旁通比导致获得特别大的体积，这是因为旁通比的增大不可避免地使发动机的直径增大并且更具体地使其风扇壳体的直径增大。

因此，在从安全的角度确定离地间距保持可接受的情况下，机翼元件与发动机之间剩余的空间被证明越来越受限制。因此，将附接挂架和各种机翼附接件定位在通常专用于该定位的这种剩余的竖向空间中变得困难。由于传递力也具有高强度并且对于翼盒和主结构需要适当的尺寸，因而这种困难更大。实际上，主结构必须具有足以提供能够承受从发动机传递至机翼元件的力的机械强度的尺寸，使得在应力下具有低变形从而不会降低推进系统的空气动力学性能水平。

在现有技术中，已经提出了许多解决方案以使发动机尽可能地靠近悬挂它的机翼元件，并且这样做是为了保持必要的离地间距。

然而，这些解决方案必须不断改进以适应甚至更大的风扇壳体直径并且保持满足旁通比要求。

发明内容

为了解决这种改进的需求，本发明的主题是一种用于飞行器的组件，该组件包括：

-飞行器机翼，该飞行器机翼包括翼盒；

-发动机附接挂架，该发动机附接挂架设置在机翼下方，该挂架包括呈挂架箱形式的主结构，挂架箱具有至少部分地在翼盒下方延伸的顶翼梁并且还具有底翼梁、两个相对的侧向面板以及至少一个加强内部横向肋，所述至少一个加强内部横向肋包括分别固定在两个相对的侧向面板上的两个相对的侧向凸缘，每个侧向凸缘固定在侧向凸缘的相关联的侧向面板的内表面上，该侧向面板在该凸缘的一侧沿组件的纵向方向(X)延伸；以及

-用于将附接挂架的主结构固定在翼盒上的装置。

根据本发明，所述固定装置包括两个前侧向附接件，这些附接件中的每一者均包括：

-固定至翼盒的夹具，该夹具包括两个腹板，这两个腹板中的至少一者穿过挂架箱的顶翼梁以至少部分地位于该挂架箱内；

-相关联的侧向面板的上部部分；

-加强内部横向肋的两个相对的侧向凸缘中的一者的上部部分；以及

-销系统，该销系统穿过所述夹具的两个腹板、相关联的侧向面板的上部部分和侧向凸缘的上部部分。

借助于所提出的设置，挂架的主结构可以尽可能地靠近机翼，这首先是因为前侧向附接件的一部分位于挂架箱中而不再竖向地叠置在挂架箱上。此外，在纵向方向上，挂架箱的结构连续性不会因前侧向附接件的存在而中断，这有利于沿该纵向方向良好地吸收箱中的力。另外，因为前侧向附接件的侧向凸缘固定在挂架箱的侧向面板上，所以该箱在这些附接件处的有用的截面宽度证明是有利地较大的。这有利地导致在竖向方向上额外节省了质量和体积，这有助于安装更大直径的发动机、以及/或者更高地安装发动机以增大离地间距。

本发明优选地单独或组合地提供下述可选特征中的至少一者。

所述加强内部横向肋倾斜成以便沿向前方向向下延伸。

所述加强内部横向肋用于在所述加强内部横向肋的底部固定至发动机附接件。

挂架箱的所述顶翼梁沿着挂架箱始终呈大致平面形式。

所述挂架箱具有沿着挂架箱始终呈连续形式的横截面，该箱在前侧向附接件的任一侧沿组件的纵向方向——即，沿前后方向——至少延伸至装置的后附接件，该后附接件用于将附接挂架的主结构固定在翼盒上。因此，挂架箱没有任何截面间断、特别是在前侧向附接件处如此。

这同样适用于挂架箱的两个侧向面板，这两个侧向面板各自沿着该箱在纵向方向上是始终连续的而没有间断或中断。

所述翼盒包括前翼梁，在前翼梁上固定有两个加强配件，所述两个加强配件分别支承前侧向附接件的两个夹具。

前侧向附接件中的每一者均设计成允许吸收沿组件的纵向方向和竖向方向施加的力，并且所述两个前侧向附接件中的一者还优选地设计成允许吸收沿组件的横向方向施加的力。

所述固定装置还包括固定在挂架箱的后封闭肋上的后附接件，并且该后附接件优选地设计成允许仅吸收沿组件的竖向方向施加的力。

所述固定装置形成等静态力吸收系统。

优选地，夹具的腹板在顶翼梁的侧向切口处穿过顶翼梁，所述切口侧向向外敞开。

优选地，每个侧向凸缘的上部部分均采用耳状件的形式。

优选地，所述相关联的侧向面板的所述上部部分和横向肋的两个相对的侧向凸缘中的一者的所述上部部分设置在夹具的两个腹板之间。

优选地，分别属于两个前侧向附接件的两个夹具结合成以单件生产的一个同一部件。

最后，包括至少一个这种组件的飞行器也是本发明的主题。

通过下文中的非限制性详细描述，本发明的其他优点和特征将变得明显。

附图说明

将根据附图给出该描述，其中：

-图1示出了包括根据本发明的组件的飞行器的侧视图；

-图2为放大侧视图，其示出了承载有发动机的图1的组件；

-图3是沿着切割线III-III截取的图2中所示组件的横截面图；

-图4是图2和图3中所示的组件的一部分的立体图；

-图5是从另一视角观察到的与前图类似的立体图；以及

-图6是前图中所示的组件的侧视图，其示意性地示出了由用于将挂架固定到机翼上的装置所执行的力的吸收。

具体实施方式

参照图1，飞行器100被示出为包括机身3，在机身3上固定有两个机翼2(仅一个机翼在图1中可见)，每个机翼形成根据本发明的组件1的一体部分。组件1支承双流且双本体的发动机10，比如超高旁通比(UHBR)喷气发动机。组件1不仅包括机翼2，而且还包括用于附接发动机10且置于机翼2与该发动机之间的挂架4。

在整个以下描述中，按照惯例，方向X对应于组件1的纵向方向并且也可以看作发动机10的纵向方向，该方向X平行于该发动机的纵向轴线。另外，方向Y对应于相对于组件1横向定向的方向、但也可以看作发动机的横向方向。最后，方向Z对应于竖向或高度方向，这三个方向X、Y和Z相互正交。因此，发动机10在方向Z上悬挂在组件1下方。

而且，术语“前”和“后”是关于因发动机10施加的推力而使飞行器前进的方向进行考虑的，该方向由箭头7示意性地示出。

现在参照图2，示出了组件1，具有纵向轴线12的发动机10悬挂在组件1下方。该组件1的机翼2具有与常规设计一样的下述设计：机翼2包括沿翼展方向延伸的翼盒14。翼盒14由前翼梁16、后翼梁17、上表面顶部蒙皮20和下表面底部蒙皮22形成。这两个翼梁16、17优选地是大致平行的并且沿机翼翼展方向延伸且在机翼的翼弦方向上彼此间隔开。大致纵向的加强内部肋(未示出)可以通过铆钉、螺栓或类似元件固定至这四个箱形元件16、17、20、22中的每一者而容置在翼盒14内。此外，在翼盒14的前部处，机翼2包括形成机翼的前边缘的整流罩26。

组件1的另一元件——即，附接挂架4——包括呈箱形式的主结构28。挂架4的未示出的用于确保系统的分离与保持且同时支承空气动力整流罩的辅助结构类型的其他构成元件是与现有技术中遇到的这些元件类似的常规元件。因此，将不对其进行详细描述。

主结构28或刚性结构允许将由发动机10产生的静态力和动态力传递至翼盒14。由该主结构28形成的箱沿方向X在该主结构的整个长度上延伸。该箱具有常规设计，即，该箱在顶部处由顶翼梁30定界、在底部处由底翼梁32定界并且在侧向由侧向面板34定界。如在图2中可以观察到的，顶翼梁30至少部分地位于翼盒14下方。关于这点，应指出的是，上述元件30、32、34中的每一者可以作为单个部件来制造或者通过将若干个不同部件进行组装来制造。此外，一个同一部件可以构成这些元件30、32、34中的若干个元件的全部或一部分。主结构的特定特征中的一个特征——该特征在下文中被称为挂架箱28——在方向X上沿着该箱始终位于呈大致平面形式的顶翼梁30中。这简化了挂架箱28并且允许更好地沿方向X吸收箱内的力。

此外，挂架箱28配备有加强横向肋，所述加强横向肋中的一些加强横向肋大致设置在平面YZ中并且沿X方向分布。这些加强横向肋为内部横向肋36、被称为后封闭肋的封闭挂架箱28的后部的加强横向肋36b和被称为前封闭肋的封闭箱的前部的加强横向肋36a。肋36、36a、36b将箱30、32、34的外部元件连结至彼此。在挂架箱内设置有本发明特有的另一加强横向肋36c。该肋36c形成前侧向附接件42的一体部分并且将这些机翼附接件42机械地连结至后发动机附接件，将在下文中对后发动机附接件进行描述。与其他肋不同，肋36c沿向前方向向下延伸并且同时优选地保持平行于方向Y。肋36c与方向Z限定的角度A例如在20°和60°之间。

挂架箱28具有以梯形形式向下延伸的呈大体正方形、矩形或平行四边形形式的横截面YZ，如在图3中可以观察到的，在下文中将对该横截面进行描述。该横截面沿方向X渐缩、但是其仍然沿着挂架箱28始终保持连续形式，这允许更好地吸收该箱中的力。换言之，横截面沿着挂架箱28不会经历任何形式的突然中断。优选地，该横截面从箱的包括肋36c的中间部分沿向前和向后方向逐渐变窄。

将发动机10固定到挂架箱28上以常规方式进行，现在将对其进行简要的详述。设置有将前封闭肋36a连结至发动机的风扇壳体11或者连结至中间壳体外壳11’的前发动机附接件9a。还设置有将发动机的气体喷射壳体13连接至挂架箱28的底部部分的后发动机附接件9b。优选地，后发动机附接件9b的本体固定在底翼梁32上并固定在加强内部横向肋36c的底部端部上，以促进发动机与机翼之间更强大的力。此外，这两个发动机附接件9a、9b由两个常规推力吸收连杆9c进行补充，这两个常规推力吸收连杆将中间壳体的基部15连结至后发动机附接件9b的本体。

这些发动机附接件9a、9b、9c以本领域技术人员已知的常规方式生产。发动机附接件9a、9b、9c一起形成等静态力吸收系统，就像用于将挂架箱28固定到翼盒14上的装置一样，这是本发明特有的并且现在将参照图2至图5对其进行描述。

这些固定装置在此包括后附接件44和两个前侧向附接件42。

这两个前侧向附接件42具有相同或相似的设计并且设置成相对于组件1的中间平面XZ是大对称的，该平面在图3中标记为“P”。因此，现在将仅对这两个前侧向附接件42中的一者进行描述。

前侧向附接件42首先包括固定至翼盒14的夹具(clevis)46。该夹具46通过常规的螺栓或铆钉类型的装置固定在下表面底部蒙皮22下方。夹具46包括两个平行的腹板48a、48b，这些腹板中的每一者被设置成双以便在发生故障的情况下确保安全功能，这种功能通常被称为“故障安全”。每个腹板48a、48b处于平面XZ中并且向后延伸至翼盒14的大致中间长度。夹具46的凸缘50不仅固定在下表面底部蒙皮22的外表面上而且还固定在由翼盒的前翼梁16承载的加强配件52上。该配件52大致呈托架形式并且至少部分地容置在机翼的由整流罩26界定的前边缘区域中。因此，设置有呈托架形式并且沿着翼盒的前翼梁16彼此间隔开的两个配件52。

与夹具的外腹板相对应的腹板48b优选地位于挂架箱28的外侧，从而面向或压靠与所涉及的附接件相关联的侧向面板34的外表面。与夹具的内腹板相对应的另一腹板48a穿过挂架箱的顶翼梁30以定位成至少部分地容置在该箱28内。于是，该腹板48a被称为是“嵌置”在挂架箱28中，这使得可以减小组件1的竖向体积。在这方面，应指出的是，腹板48a可以在顶翼梁30的由封闭线限定的开口处穿过顶翼梁30。然而，在所描述和示出的实施方式中，腹板48a穿过该顶翼梁30的侧向切口51，该侧向切口侧向向外敞开。设置在翼梁30的两侧的这两个侧向切口51导致该翼梁的宽度在前侧向附接件42处变窄。

作为指示，应指出的是，这两个夹具46可以结合成以单件制造的一个同一部件，并且这两个夹具46的固定在下表面底部蒙皮22上的基部形成这两个夹具46的两个凸缘50。

此外，前侧向附接件42还包括加强内部横向肋36c的一部分，如下文中将说明的。肋36c实际上包括固定在底翼梁32上的底部凸缘56和分别固定在两个相对的侧向面板34上的两个相对的侧向凸缘58。更具体地，每个侧向凸缘58被固定并被推压在其相关联的侧向面板34的内表面上。凸缘58与其相关联的侧向面板34大致局部平行，该相关联的侧向面板34在该凸缘一侧沿X方向连续延伸，以使得更好地吸收经过箱28的力。

横向腹板61通过沿Y方向穿过箱的内部而将这两个侧向凸缘58连结。每个侧向凸缘58的顶部部分58a呈耳状件的形式并且设置成从横向腹板61向上突出。该上部部分58a被通道孔60穿过，通道孔60与这两个夹具腹板48a、48b的孔62a、62b横向对准并且与相关的侧向面向34的孔64对准。

因此，前侧向附接件42还包括肋36c的两个侧向凸缘58中的一者的上部部分58a，该上部部分58a形成该凸缘的设置有通道孔60的顶端部。因此，该凸缘的上部部分58a也嵌置在箱中。

前侧向附接件42还包括侧向面板34的上部部分34a，即，该面板34的压靠对应的凸缘的上部部分58a的这部分。

如在图3中可以更好地观察到的，侧向面板的上部部分34a和相关联的凸缘58的上部部分58a优选地设置在夹具46的两个腹板48a、48b之间，从而赋予夹具所谓的“凹”特征。应指出的是，这两个上部部分34a、58a优选地横向压靠彼此，从而一起形成一个相同的力路径。冗余确保了在两个元件34a、58a中的一者发生故障的情况下的“故障安全”的安全功能，而不会有在两个相同元件之间传播损坏的风险。

最后，附接件42由横向定向且相继穿过孔62a、64、60、62b中的每一者的销系统66完成，孔62a、64、60、62b的直径大致相同。销系统66执行剪切销功能并且可以被设置成双以满足“故障安全”的安全标准。

更具体地参照图5，图5示出了后附接件44，后附接件44包括固定至翼盒的下表面底部蒙皮22的夹具70。此处应再次指出的是，该后夹具70可以结合在形成前侧向附接件42的两个夹具46的单件中。此外，后附接件44包括固定至挂架箱28的后封闭肋36b的配件72。肋36b和配件72可以分别被设置成双以解决“故障安全”的安全标准。此外，沿Y方向定向的销系统76穿过夹具70和配件72。

现在参照图6，现在将对使用先前已描述的等静态固定装置吸收力并且允许将挂架箱28简化地组装在机翼2上的方式进行描述。这两个前附接件42中的每一者均设置成允许吸收沿X和Z两个方向施加的力，并且它们中的一者还确保吸收Z方向上的力。这两个前侧向附接件42中的另一者在正常操作条件下不吸收横向定向的力，而是仅在附接件42故障的情况下确保吸收X、Y和Z三个方向上的力。后附接件44就其本身而言设计成用于确保吸收仅Z方向上的力。

显然，本领域技术人员可以对仅通过非限制性方式描述的本发明进行各种修改，并且本发明的范围由所附权利要求限定。

Claims

1.一种用于飞行器的组件(1)，所述组件(1)包括：

-飞行器机翼(2)，所述飞行器机翼(2)包括翼盒(14)；

-发动机附接挂架(4)，所述发动机附接挂架(4)设置在所述机翼(2)下方，所述挂架包括呈挂架箱(28)形式的主结构，所述挂架箱(28)具有至少部分地在所述翼盒(14)下方延伸的顶翼梁(30)并且还具有底翼梁(32)、两个相对的侧向面板(34)以及至少一个加强内部横向肋(36c)，所述至少一个加强内部横向肋(36c)包括分别固定在所述两个相对的侧向面板(34)上的两个相对的侧向凸缘(58)，每个侧向凸缘(58)固定在所述侧向凸缘(58)的相关联的侧向面板(34)的内表面上，所述相关联的侧向面板(34)在所述凸缘的一侧沿所述组件的纵向方向(X)延伸；以及

-装置(40、42)，所述装置(40、42)用于将所述附接挂架的所述主结构(28)固定在所述翼盒(14)上，

其特征在于，所述固定装置包括两个前侧向附接件(42)，所述附接件中的每一者均包括：

-固定至所述翼盒(14)的夹具(46)，所述夹具包括两个腹板(48a、48b)，所述两个腹板(48a、48b)中的至少一者(48a)穿过所述挂架箱(28)的所述顶翼梁(30)以至少部分地位于所述挂架箱内；

-所述相关联的侧向面板(34)的上部部分(34a)；

-所述加强内部横向肋(36c)的所述两个相对的侧向凸缘(58)中的一者的上部部分(58a)；以及

-销系统(66)，所述销系统(66)穿过所述夹具(46)的所述两个腹板(48a、48b)、所述相关联的侧向面板(34)的所述上部部分(34a)和所述侧向凸缘(58)的所述上部部分(58a)。

2.根据权利要求1所述的组件，其中，所述加强内部横向肋(36c)倾斜成沿向前方向向下延伸。

3.根据权利要求1所述的组件，其中，所述加强内部横向肋(36c)用于在所述加强内部横向肋的底部固定至发动机附接件(9b)。

4.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述挂架箱(28)的所述顶翼梁(30)沿着所述挂架箱始终呈大致平面形式。

5.根据权利要求1所述的组件，其中，所述挂架箱(28)具有沿着所述挂架箱始终呈连续形式的横截面。

6.根据权利要求1所述的组件，其中，所述翼盒(14)包括前翼梁(16)，在所述前翼梁(16)上固定有两个加强配件(52)，所述两个加强配件(52)分别支承所述前侧向附接件(42)的所述两个夹具(46)。

7.根据权利要求1所述的组件，其中，所述前侧向附接件(42)中的每一者均设计成允许吸收沿所述组件的所述纵向方向(X)和竖向方向(Z)施加的力，并且其中，所述两个前侧向附接件(42)中的一者还优选地设计成允许吸收沿所述组件的横向方向(Y)施加的力。

8.根据权利要求1所述的组件，其中，所述固定装置还包括固定在所述挂架箱(28)的后封闭肋(36b)上的后附接件(44)，并且其中，所述后附接件(44)优选地设计成允许仅吸收沿所述组件的竖向方向(Z)施加的力。

9.根据权利要求1所述的组件，其中，所述固定装置形成等静态力吸收系统。

10.根据权利要求1所述的组件，其中，所述腹板(48a)在所述顶翼梁(30)的侧向切口(51)处穿过所述顶翼梁(30)，所述切口侧向向外敞开。

11.根据权利要求1所述的组件，其中，每个侧向凸缘(58)的上部部分(58a)均采用耳状件的形式。

12.根据权利要求1所述的组件，其中，所述相关联的侧向面板(34)的所述上部部分(34a)和所述横向肋的所述两个相对的侧向凸缘(58)中的一者的所述上部部分(58a)设置在所述夹具(46)的所述两个腹板(48a、48b)之间。

13.根据权利要求1所述的组件，其中，分别属于所述两个前侧向附接件(42)的所述两个夹具(46)结合成以单件生产的一个同一部件。

14.一种飞行器(100)，包括至少一个根据权利要求1所述的组件(1)。