CN110920906A - 结构体、悬架系统、发动机组件和飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种飞行器的结构体(特别地，后吊架整流罩)，该结构体包括：固定部件；板状件，其为结构体的外部构件；以及多个连接单元，所述多个连接单元中的每一连接单元将板状件以铰接的方式连接至固定部件，其中，多个连接单元共同实现板状件与固定部件的可靠连接以使结构体形成几何不变结构。本发明还提供了包括上述结构体的悬架系统、发动机组件和飞行器。通过本发明所述提供这种可靠连接方式，允许后吊架整流罩的底板能够自由热膨胀而不会对其他部件产生影响，从而有效降低底板的热应力水平、维持整个整流罩的良好的空气动力学性能并且减轻结构重量，而且还兼具降低成本、简化结构、便于安装和维护等诸多优点。

Description

结构体、悬架系统、发动机组件和飞行器

技术领域

本发明涉及飞行器领域，特别是涉及具有静定连接的后吊架整流罩、悬架系统、发动机组件以及飞行器。

更具体地，涉及对飞行器中的板状件的连接，其中，该板状件可能是结构体的最外侧构件(特别地，飞行器的最外侧构件)，或者是在使用过程中相对于周围结构具有较大的变形量，抑或是具有质量轻、成本低、便于拆卸及维护的需求等。

背景技术

在飞行器工程中，主要是通过刚性连接的方式来将外部板件固定。而借助螺钉、铆钉等紧固件的连接作为刚性连接的典型形式，被大量应用于飞行器结构的固定中。然而，在如飞行器这样的对重量、精度、成本和维护等方面均有严格要求的应用环境下，借助紧固件的刚性连接可能并非为最理想的连接方式。

下面，将以飞行器悬架系统中的后吊架整流罩为例对上述情况进行说明。

悬架系统被设计成在飞行器的发动机与机翼之间形成连接接口。后吊架整流罩(APF)作为悬架系统中的副结构之一，具有多种功能，包括形成耐热或耐火屏障，以及在发动机排气装置与悬挂吊架之间形成空气动力连续性。因此，具有轻质、耐高温、空气动力学性能优良等要求。此外，后吊架整流罩作为飞行器悬架系统中的副结构(非主要结构)之一，还希望其材料、制造、维修等方面的成本都不要过于高昂。

然而，现有技术的后吊架整流罩还需要进一步改进才能很好地满足这些要求。

后吊架整流罩包括位于底部的热防护面板，该热防护面板由于直接接触发动机的高温喷射流而相对于后吊架整流罩的其余部分更容易产生热膨胀。在现有技术中，后吊架整流罩的包括热防护面板在内各个部件往往通过刚性连接方式固定在一起。这就使得热防护面板在受到高温时不能很好地自由地膨胀，因此可能会产生较高强度的热应力，进而可能会导致局部应力较为集中。

此外，现有技术的刚性连接可能会导致底板受到发动机的高温射流时产生的振动直接传递至相邻结构。

特别地，在大多数情况下，热防护面板都是通过铆钉等紧固件刚性连接至整流罩的主体部分，这就需要安装大量的紧固件，由此会产生较大重量而且增加整流罩的拆卸/安装的复杂性。

本领域技术人员还已知的是，当后吊架整流罩中的底板或任何其他结构需要维修或更换时，操作复杂并因此导致较高的成本。

因此，对现有技术的后吊架整流罩的连接方式、尤其是关于底部的热防护面板的固定方式做进一步改进将是理想的。

发明内容

在本部分中提供本发明的总概要，而不是本发明完全范围或本发明所有特征的全面公开。

本发明意在至少部分地克服和/或减轻与现有技术相关的上述问题。

本发明的一个目的在于提供一种能够用于飞行器中的外部板件的连接的非刚性连接结构。

本发明的另一目的在于提供一种具有减少的连接件的数量的连接结构。

本发明的另一目的在于提供一种便于拆卸和安装的连接结构。

本发明的另一目的在于提供一种能够节约制造成本的连接结构。

本发明的另一目的在于提供一种能够减轻飞行器的重量的连接结构。

本发明的又一目的在于提供一种允许底板自由热膨胀的结构体(后吊架整流罩)。

本发明的又一目的在于提供一种能够延长使用寿命的结构体(后吊架整流罩)。

本发明的再一目的在于提供一种具有改进的后吊架整流罩的悬架系统。

本发明的再一目的在于提供一种具有改进的悬架系统的发动机组件。

本发明的再一目的在于提供一种具有改进的发动机组件的飞行器。

为了实现上述目的中的至少一个，本发明提供了一种用于飞行器中的结构体，所述结构体包括：固定部件；板状件，该板状件为结构体的外部构件；以及多个连接单元，所述多个连接单元中的每个连接单元将板状件以铰接的方式连接至固定部件，其中，多个连接单元共同实现板状件与固定部件的可靠连接以使结构体形成几何不变结构。

多个连接单元中的每个连接单元包括：第一元件，其固定至或一体地形成在固定部件上；第二元件，其固定至或一体地形成在板状件上并且位于与第一元件相对应的位置处；以及第三元件，其将第一元件和第二元件联接在一起，第三元件构造成允许第一元件和第二元件相对于彼此枢转或者允许第一元件和第二元件相对于彼此枢转且平移。

可选地，所述多个连接单元至少包括第一连接单元和第二连接单元，第一连接单元和第二连接单元分别安装成允许板状件相对于固定部件围绕沿不同方向的第一轴线和第二轴线枢转，使得第一连接单元和第二连接单元共同实现板状件与固定部件的可靠连接。优选地，第一轴线和第二轴线均沿板状件所处的平面延伸，并且，第一连接单元的第一元件和第二元件经由第一连接单元的第三元件联接成能够相对于彼此沿着第一轴线平移一段距离，并且/或者，第二连接单元的第一元件和第二元件经由第二连接单元的第三元件联接成能够相对于彼此沿着第二轴线平移一段距离。

替代性地，多个连接单元至少包括第一连接单元、第二连接单元和第三连接单元，这三个连接单元共同实现所述板状件与所述固定部件的静定连接。其中，第一连接单元、第二连接单元和第三连接单元分别安装成允许板状件相对于固定部件围绕空间三轴枢转，并且第一连接单元、第二连接单元和第三连接单元以不共线的方式布置。

可选地，第一连接单元、第二连接单元和第三连接单元中的一者的第一元件和第二元件经由相应的第三元件联接成不能够相对于彼此平移，剩余两者中的一者的第一元件和第二元件经由相应的第三元件联接成能够相对于彼此沿着板状件所处的平面上的第一轴线平移，剩余两者中的另一者的第一元件和第二元件经由相应的第三元件联接成能够相对于彼此沿着第一轴线和板状件所处的平面上的不同于第一轴线的第二轴线平移。或者可选地，第一连接单元、第二连接单元和第三连接单元中的一者的第一元件和第二元件经由相应的第三元件联接成能够相对于彼此沿着板状件所处的平面上的第一轴线平移，剩余两者中的每一者的第一元件和第二元件经由相应的第三元件联接成能够相对于彼此沿着板状件所处的平面上的不同于第一轴线的第二轴线平移。

优选地，多个连接单元还包括至少一个备用连接单元，该备用连接单元用于在第一连接单元、第二连接单元和第三连接单元中的一者或多者失效时提供补足约束；并且/或者第一连接单元、第二连接单元和第三连接单元中的一者或多者设置有失效安全机构。

其中，第三元件至少包括允许第一元件和第二元件相对于彼此枢转的结构，例如销钉、螺栓或螺柱结构、滚动轴承和关节轴承等；可选地，还包括允许所述第一元件和所述第二元件相对于彼此平移的结构，比如滑动衬套。

优选地，板状件与结构体的其余部分之间不存在任何刚性连接；或者，板状件与结构体的其余部分之间不存在任何刚性连接并且在板状件不发生膨胀变形的情况下不存在直接接触。

根据本发明所提供的飞行器的结构体所具有的优点至少包括：避免了对板状件的刚性连接，允许板状件的自由膨胀和变形；仅通过最少两个连接单元就能实现对板状件的固定，大大减少了紧固件的数量或者消除了例如铆钉或螺栓之类的紧固件的使用，明显简化了结构体的组装和拆卸；允许板状件厚度减小，因此减轻了总体重量；相应地，能够降低维护成本和制造成本；此外，本发明的连接单元无需承受所连接的部件之间热变形不一致导致的巨大应力。

可选地，多个连接单元中的每个连接单元均具有相同或相似的构型，这样可以允许批量化地生产各个元件，有利于节约成本。

具体地，根据本发明的用于飞行器中的结构体为后吊架整流罩，并且板状件为后吊架整流罩的用于维持空气动力学外形和/或用于起热防护作用的外面板。

根据本发明的后吊架整流罩通过采用本发明的连接单元而允许底板自由膨胀，且不会将热量和热变形传递至侧板、肋板、侧梁甚至顶板(基板)，使得这些结构热应力水平显著降低，具备了减小厚度及尺寸或是简化形状的可能，同时允许更低的加工精度，因此既能减轻整体重量，又大大节约了制造装配成本；并且由于取消了大量的紧固件，避免了紧固件周围的疲劳裂纹萌生，延长部件的服役寿命。

为了实现上述目的中的至少一个，根据本发明的再一方面，还提供了一种用于发动机的悬架系统，该悬架系统设置在飞行器机翼与发动机之间并且位于飞行器机翼的下方或上方，并且该悬架系统包括如前一方面所述的后吊架整流罩。

为了实现上述目的中的至少一个，根据本发明的又一方面，还提供了一种发动机组件，该发动机组件包括发动机和如前一方面所述的用于发动机的悬架系统。

为了实现上述目的中的至少一个，根据本发明的又一方面，还提供了一种飞行器，该飞行器包括至少一个如前一方面所述的发动机组件。

本发明的其他优点和特征将在以下非限制性详细描述中将变得清楚。

附图说明

通过以下参照附图的描述，本发明的一个或多个实施方式的特征和优点将变得更加容易理解，在附图中：

图1示出了根据相关技术的后吊架整流罩的立体简图；

图2示出了包括根据本发明的发动机组件的飞行器的立体简图；

图3示出了飞行器的发动机组件的侧视简图，该发动机组件包括根据本发明的实施方式的后吊架整流罩；

图4示出了根据本发明的第一实施方式的后吊架整流罩的立体简图，其中，为了清楚示出连接单元而省略了一个侧板；

图5示出了根据本发明的第二实施方式的后吊架整流罩的立体简图，其中，为了清楚示出连接单元而省略了一个侧板；

图6为沿y轴截取的根据本发明的第二实施方式中的第一连接单元的截面图；

图7为沿x轴截取的根据本发明的第二实施方式中的第二连接单元的截面图；以及

图8为沿x轴截取的根据本发明的第二实施方式中的第三连接单元的截面图。

在所有附图中，相对应的附图标记表示相对应的零部件。

具体实施方式

下面参照附图、借助示例性实施方式对本发明进行详细描述。对本发明的以下详细描述仅仅是出于说明目的，而绝不是对本发明及其应用或用途的限制。

在本文中会使用第一、第二、第三等术语来描述各个元件、部件、区域、层和/或部段，但这些元件、部件、区域、层和/或部段不应当被这些术语所限制。这些术语可以仅用来将一个元件、部件、区域、层或部段与另一元件、部件、区域、层或部段区分开。比如术语“第一”、“第二”以及其他数字术语并不意味着顺序或次序，除非上下文明确表明。因此，下面所论述的第一元件、部件、区域、层或部段可以被称为第二元件、部件、区域、层或部段而不偏离示例性构型的教示。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、等指示方位或位置关系的术语为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。例如，在发动机设置在机翼的上方的情况下，表述“所述板状件为所述结构体的外部构件并布置在所述固定部件的下方”可以理解为“所述板状件为所述结构体的外部构件并布置在所述固定部件的上方”。

图1示出了根据相关技术的后吊架整流罩130的立体图。如图1所示，后吊架整流罩130大致呈箱体形式，该箱体包括位于顶部的顶板131和位于底部的热防护面板(其同时起到维持空气动力学外形的作用，在下文中，简称为“底板”)132以及通过内部横向的加强肋板137、138和侧梁136安装的两个侧板133、134，其中，内部加强的肋板137、138沿着整流罩130的纵向方向以一定的间距彼此间隔开。

底板132借助大量紧固件F刚性地连接至侧梁136以及/或者肋板137、138上，以实现其在后吊架整流罩130中的牢固固定。这就要求侧梁136和肋板137、138的底边具有完全贴合底板132的曲线的曲率。另外，肋板137、138与底板132的直接刚性连接也需要肋板137、138的底边向下延伸至与底板接合。

在发动机的运行过程中，底板132会与温度极高的发动机内涵道气流直接接触，因此底板132会发生较大程度的热膨胀。相对地，相邻其它部件例如两个侧板133和134、侧梁136以及肋板137、138等，不与高温气流直接接触，发生的热膨胀较小。由于底板132经由大量紧固件F直接且刚性地连接至相邻的低热膨胀部件，其热膨胀不可避免地受到这些部件的约束，由此产生较高的热应力。

就侧板133、134而言，其位置决定了其不会因遭受高温气流而产生明显变形。然而，在固定连接状态下，侧板133、134不可避免地会受到底板132的热传导造成局部较高温度，从而对材料耐热性能提出更高要求。同时其总体热膨胀水平仍远不及底板132，故而相互之间的约束仍然会产生极大热应力。

进一步地，还应当注意到，肋板137、138设置在箱体内侧，其原本几乎不会受到冷热气流的影响。然而与底板132的刚性连接使得这些肋板137、138面临与前述侧板133、134同样的问题。

如本领域技术人员所公知的，在飞行器的服役过程中，底板132会受到急剧的射流冲击。相关技术中采用的刚性结构会因振动载荷和/或温度膨胀载荷而经受较高的疲劳周次。

另外，在相关技术中，底板132一般由很大的金属合金坯料通过超塑性成型技术加工而成。为了保证整体的空气动力学性能，底板132通常需要有较大的且尺寸精确的厚度以确保诸如铆钉等紧固件的末端与底板表面平齐。然而，这一需求不仅要求底板132有足够的厚度，还需要该厚度满足严格的公差，因此，这种底板是费成本的并且相应地对加工过程和设备会有很高的要求。

在相关技术的后吊架整流罩130的组装过程中，几乎每个部件都需要使用较多的紧固件F进行连接，这就使得组装好的后吊架整流罩130整体包括大量的紧固件F。大量紧固件不仅导致成本高，还会增加整流罩的总体重量，组装期间也需要较多的时间和人力，而且由于需要相连接的部件的安装孔始终准确匹配，因此加工精度要求高、公差范围小，这同样意味着在制造过程中部件废品率会较高。

众所周知，后吊架整流罩的底板在不同位置处的温度分布是不同的，由热膨胀所产生的热应力和热变形也是不同的。本申请的发明人经过多次试验已经发现，在靠近底板纵向两端的位置处的应力集中情况尤为严重。而诸如紧固件这样的刚性连接件在底板应力集中严重的位置处需要承受巨大的剪切应力，由此导致需要更大的厚度，进而导致更大的重量。

当底板需要维修或更换时，在相关技术中，通常需要将整个整流罩拆下，然后再通过拆卸紧固件来拆卸板状件，这一工作需要交由专门机构的技术人员采用专门的工具来实施，因此，成本不菲而且会占用飞机的服役时间。

图2示出了包括本发明所涉及的发动机组件1的飞行器AC的简图。

图3示出了待固定在飞行器机翼2的下方的发动机组件1，该组件包括悬架系统4以及悬挂在该悬架系统4下方的诸如涡轮喷气发动机之类的发动机6。

为了便于描述部件之间的位置关系，提供了图中所示的三维空间坐标系。在下文中，除非另有说明，x方向为悬架系统4的纵向方向并且实际上同样是发动机6的纵向方向以及将在后文描述的后吊架整流罩的纵向方向。y方向为悬架系统4的横向方向并且同样是发动机6的横向方向以及后吊架整流罩的横向方向。z方向是悬架系统4的竖向方向。这三个方向x、y和z彼此正交。

此外，术语“前”和“后”是基于发动机6施加推力所导致的飞行器的运动方向来定义，“前”对应于飞行器运动方向上的前方，“后”则对应于飞行器运动方向上的后方。向前方向由箭头7示意性地示出。

整体上，悬架系统4包括作为主结构的刚性结构8，其承载有用于发动机6的悬架装置。悬架装置至少包括分别设置在刚性结构8与发动机的大风扇壳体18和中央壳体22之间的前发动机悬架10和后发动机悬架12。该前发动机悬架10和后发动机悬架12均可以以所属领域技术人员所知的方式按照惯例进行设计。

悬架系统4还包括多个副结构：前吊架结构24、后吊架结构26、用于前吊架结构和后吊架结构的连接整流罩28、以及后吊架整流罩30。

整体上，除了将在下面详细描述的后吊架整流罩30之外，其他副结构可以以已知方式进行设计。

后吊架整流罩30位于刚性结构8与后吊架结构26下方。后吊架整流罩30形成为热障并且在发动机排气装置与悬架系统之间形成空气动力连续性，从而能够保护悬架系统和机翼不受由发动机核心流C所散逸的热量的影响。

以所属领域技术人员所已知的方式，后吊架整流罩30包括又称为热防护面板的底板32，其用于保护悬架系统和机翼不受发动机核心流C的影响，底板32具有直接接触发动机核心流C的外表面。应当注意到，在如本实施方式所述的发动机6被悬挂在飞行器机翼下方的情况下，底板32形成后吊架整流罩30的底部。自然地，在将发动机设计成安装在机翼上方的替代情况中，该底板32则形成后吊架整流罩的顶部。

如可在图3中观察到的，底板32的前端非常靠近发动机喷口23的后端。

图3示出了根据本发明的后吊架整流罩30的一部分。该后吊架整流罩30大致呈箱体构型，其将被安装在后吊架结构26和刚性结构8上。

参照图4，后吊架整流罩30包括：顶板(对应于根据本发明的基板)31，该顶板31位于后吊架整流罩30的顶部；底板32，该底板32大致平行于顶板31延伸；两个侧板，这两个侧板分别位于后吊架整流罩30的横向两侧并且大致沿着xz平面定向，在图4中，为便于示出整流罩30的内部结构，仅示出了一个侧板34；位于底部的两个纵向侧梁35和36，在需要的情况下，该两个侧梁也可以一体地形成为翼板；多个横向的加强肋板37和38，这些肋板在整流罩30内部在x方向上彼此间隔开地排列，每个肋板均大致沿着yz平面定向并且例如呈矩形、正方形或U形的形式；以及位于前端的前壳体39和位于后端的锥形后壳体(未示出)。这里，需要指出的是，顶板31、肋板37和38以及前壳体39等构成根据本发明的固定部件。

还应当注意到，上述部件中的每一个可以分别由单件制成，也可以由彼此刚性固定的多个部分组成。

在后吊架整流罩30中，前壳体39、顶板31、侧板34、侧梁35和36、肋板37和38以及后壳体彼此刚性地固定且共同形成主体结构。该主体结构利用下文将进行描述的本发明所特有的连接单元来连接热防护面板，即底板32。

在根据本发明的实施方式中，底板32不再是通过大量的紧固件连接至主体结构，而是仅通过至少两个合理布置的连接单元进行连接，其中，每个连接单元均属于柔性连接装置的一种；优选地，每个连接单元均为铰接装置；更优选地，为包括球铰接元件和轴向滑动衬套的连接装置。

图4中示出了本发明的第一示例性实施方式，其中包括两个连接单元100和200，下面将分别对两个连接单元进行描述。

第一连接单元100位于底板32前端部的大约横向中间位置，包括：沿x轴固定在前壳体39的竖向表面上的第一元件101，沿z轴固定在底板32上的第二元件102以及沿y轴将第一元件101和第二元件102联接在一起的第三元件103。其中，第一元件101为双凸耳结构，两个凸耳的对应位置处分别设置有通孔，第二元件102为顶端带有通孔的长形板，第二元件102的顶端布置在第一元件101的两个凸耳之间并使得第二元件102的通孔与第一元件101的两个通孔对准。第三元件103穿过前述三个通孔并将第一元件101和第二元件102联接在一起。优选地，第二元件102的在y轴方向上的厚度等于或略微小于第一元件101的两个凸耳之间的间距，第三元件103可以是销钉、螺栓、螺柱等连接元件中的任一者，其至少与第二元件102的通孔形成松配合(即间隙配合，当然，也可以采用例如过渡配合)。

第一连接单元100的构型使得第一元件101和第二元件102相对于彼此绕y轴的枢转是被允许的，而两者相对于彼此沿其他方向的移动(平移)和枢转将受到约束。换言之，第一连接单元100使得底板32仅能够相对于主体结构绕y轴枢转，而其沿着x轴、y轴和z轴的移动以及绕x轴和z轴的枢转均受到约束。

第二连接单元200靠近底板32后端，包括：沿z轴固定在顶板31上的第一元件201，沿z轴固定在底板32上的第二元件202以及沿着x轴将第一元件201和第二元件202联接在一起的第三元件203。其中，第一元件201为底端带有通孔的凸耳，第二元件202为顶端带有通孔的凸耳，第一元件201的通孔与第二元件202的通孔对准。第三元件203穿过前述两个通孔并将第一元件201和第二元件202联接在一起。第三元件203可以包括销钉、螺栓、螺柱等连接元件中的任一者，其至少与第一元件的通孔形成松配合。

第二连接单元200的构型使得第一元件201和第二元件202相对于彼此绕x轴的枢转是被允许的，而两者相对于彼此沿其他方向的移动和枢转将受到约束。换言之，第二连接单元200使得底板32仅能够相对于主体结构绕x轴枢转，而其沿着x轴、y轴和z轴的移动以及绕y轴和z轴的枢转均受到约束。

通过上述两个连接单元100和200，实现了对底板32的六个自由度的全面约束，从而构成了底板32相对于主体结构的可靠连接，由此使得结构体形成包括静定结构和超静定结构在内的几何不变结构。

可以设想到的是，本发明的各个连接单元的第一元件和第二元件均可以以任何可能的刚性连接方式——例如焊接、铆接等方式——固定在相应部件上，也可以一体地形成在该相应部件上。

还可以设想到，第一连接单元和第二连接单元可以采用其他的形式，根据需要，第一连接单元和第二连接单元的第三元件还可以包括便于相应的第一元件与第二元件之间的相对枢转的部件如滚珠轴承以及/或者允许相应的第一元件与第二元件之间的相对平移的部件如滑动衬套。

因此，对本领域技术人员而言明显的是，能够在第一实施方式的基础上进行各种优化和改型。

图5示出了本发明的更优选的第二示例性实施方式，其中，底板32经由三个连接单元100′、200′和300′来连接，下面将分别对三个连接单元进行描述。

第一连接单元100′位于底板32前端部的左侧位置，作为示例，其包括：沿x轴固定在前壳体39的竖向表面上的第一元件101′，沿z轴固定在底板32上的第二元件102′以及沿y轴将第一元件101′和第二元件102′联接在一起的第三元件103′。其中，第一元件101′为双凸耳结构，两个凸耳的对应位置处分别设置有通孔；第二元件102′为顶端带有通孔1021′的长形板，第二元件102′的顶端布置在第一元件101′的两个凸耳之间并使得第二元件102′的通孔1021′的中心线与第一元件101′的两个通孔的中心线对准。第三元件103′穿过前述三个通孔并将第一元件101′和第二元件102′联接在一起。

与第一实施方式不同的是，如图6中具体示出的，第三元件103′包括销轴1030′、安装在销轴1030′上的滑动衬套1031′和球铰接组件以及止挡件，其中，该销轴1030′可以采用销钉、螺栓或螺柱的形式，球铰接组件包括设置在第二元件102′的通孔1021′内的能够相对于彼此自由枢转的球窝1032′和球头1033′，滑动衬套1031′则穿过第一元件101′的两个通孔并允许第一元件101′在该滑动衬套1031′的外表面上滑动。第二元件102′的在y轴方向上的厚度小于第一元件101′的两个凸耳之间的间距。

由此，第一连接单元100′的构型允许第一元件101′和第二元件102′相对于彼此绕空间三轴(x轴、y轴和z轴)进行一定范围的枢转，并且允许第一元件101′和第二元件102′在y轴方向上相对于彼此平移一段距离。但是，第一元件101′和第二元件102′相对于彼此沿x轴和z轴方向的平移将受到约束。

第二连接单元200′位于底板32前端部的右侧，位于与第一连接单元100′关于底板32的纵向中心线大致对称的位置处，作为示例，其包括：沿x轴固定在前壳体39的竖向表面上的第一元件201′，沿z轴固定在底板32上的第二元件202′以及将第一元件201′和第二元件202′联接在一起的第三元件203′。其中，第一元件201′为大致圆柱形柱体，其具有直径小于其本体部直径的头部；第二元件202′为顶端带有通孔2021′的长形板。

具体地，如图7所示，第三元件203′至少包括安装在第一元件201′的头部上的滑动衬套2031′、配合在滑动衬套2031′上的球铰接组件以及止挡件，其中，球铰接组件包括设置在第二元件202′的通孔2021′内的能够相对于彼此自由枢转的球窝2032′和球头2033′，滑动衬套2031′则穿过球头2033′的内孔并允许球头2033′在该滑动衬套2031′的外表面上滑动。

由此，第二连接单元200′的构型允许第一元件201′和第二元件202′相对于彼此绕空间三轴(x轴、y轴和z轴)进行一定范围的枢转，并且允许第一元件201′和第二元件202′在x轴方向上相对于彼此平移一段距离。但是，第一元件201′和第二元件202′相对于彼此沿y轴和z轴方向的平移将受到约束。

第三连接单元300′靠近底板32后端，包括：沿z轴固定在顶板31上的第一元件301′，沿z轴固定在底板32上的第二元件302′以及沿着x轴将第一元件301′和第二元件302′联接在一起的第三元件303′。其中，作为示例，第一元件301′为底端带有通孔3011′的凸耳，第二元件302′为顶端带有通孔3021′的凸耳，第一元件301′的通孔的中心线与第二元件302′的通孔的中心线对准。第三元件303′穿过前述两个通孔并将第一元件301和第二元件302联接在一起。

其中，如图8中具体示出的，第三元件303′包括销轴3030′、安装在销轴3030′上的滑动衬套3031′和球铰接组件以及止挡件，其中，该销轴3030′可以采用销钉、螺栓或螺柱的形式，球铰接组件包括设置在第二元件302′的通孔3021′内的能够相对于彼此自由枢转的球窝3032′和球头3033′，滑动衬套3031′则穿过第一元件301′的通孔以及球头3033′的内孔并允许球头3033′和第一元件301′在该滑动衬套3031′的外表面上滑动。

由此，第三连接单元300′的构型使得第一元件301′和第二元件302′相对于彼此绕空间三轴(x轴、y轴和z轴)进行一定范围的枢转，并且允许第一元件301′和第二元件302′在x轴方向上相对于彼此平移一段距离。但是，第一元件301′和第二元件302′相对于彼此沿y轴和z轴方向的平移将受到约束。

本领域技术人员可以理解的是，根据第二实施方式的连接单元可以仅构成力学原理上的对板状件的刚体位移的最低限度的约束，即所谓静定约束，从而能够在实现对底板的可靠连接的同时为底板提供尽可能多的自由膨胀空间。基于该构思，优选地设定为仅有三个同时提供约束的连接单元，且这三个连接单元不是位于同一直线上。并且优选地，每个连接单元的第一元件和第二元件均不能相对于彼此在竖向方向上发生平移。一种优选的状况是：三个连接单元中的一者的第一元件和第二元件均不能相对于彼此在纵向方向和横向方向上发生平移，剩余两个连接单元中的一者的第一元件和第二元件能够在横向方向或纵向方向上相对彼此发生平移，而剩余两个连接单元中的另一者的第一元件和第二元件则在横向方向和纵向方向上均能够相对于彼此发生平移。

除去前述优选的状况，三个连接单元也可以构成其它力学上等价的平动约束组合，例如，只需要使得有两个连接单元仅允许其各自第一元件和第二元件在纵向方向上相对于彼此平移，剩余一个连接单元仅允许其第一元件和第二元件在横向方向上相对于彼此平移；或者，替代性地，只需要使得两个连接单元仅允许其各自的第一元件和第二元件在横向方向上相对于彼此平移，剩余一个连接单元仅允许其第一元件和第二元件在纵向方向上相对于彼此平移。

进一步地，可以设想到设置相应的失效安全机构，以保证三个连接单元的可靠工作。或者，可以设置第四连接单元(备用连接单元)，其预留有允许板状件发生一定程度的转动或窜动的间隙并且在正常情况下不参与约束，当前述三个连接单元中的任意一个失效并且因此板状件发生超过预留间隙允许的转动或者窜动时，该第四连接单元能够补足缺失的约束。通过设置失效安全机构或第四连接单元，可以避免在三个连接单元中有任意一个出现失效时，板状件与固定件之间由于不能满足最基本约束而产生不受控制的巨大晃动或窜动的情况，从而增强了本申请所述连接方式的可靠性。

通过前述两种实施方式，本领域技术人员可以领会到的是，连接单元的布置位置可以是任选的而不限于上述实施方式。优选地，连接单元设置成围绕底板32的重心使得各连接单元受力均匀。此外，各个连接单元的第一元件并不局限于设置在顶板31或前壳体39的竖向表面处，其还可以根据需要例如设置在肋板的底边、中间翼板(如果有该翼板的话)以及主体结构的其他任何可能的部件上。事实上，可以根据板状件工作状态下的温度分布，优化连接单元的位置，尽可能地避开高温区域，防止热传导造成连接单元的工作温度过高，从而提高连接单元的工作可靠性及使用寿命。

本领域技术人员还可以领会到的是，连接单元的构型并不局限于本文所示出的具体构型，而是可以采用任何可能的铰接以及滑动形式，只需要能够满足力学上对于刚体自由度的消除条件即可。

根据本发明的实施方式的连接结构相对于相关技术而言优势是明显的。

一方面，大大减少了对紧固件的需求，减少了因紧固件产生的成本和重量。

另一方面，由于需要安装的连接件或紧固件显著减少，因此大大简化了组装过程，从而节约了组装/拆卸时间和成本。

再一方面，由于不需要匹配紧固件的长度，因此可以减小底板的厚度，并且降低对厚度公差的要求，从而减少了产品的部件废品率、节约了制造成本并且减轻了底板的重量。

另外，还应当注意到，在本发明的实施方式中，底板32不再需要直接地刚性连接至主体结构中的任一部件，因此，其与主体结构之间可以不直接接触而是存在有间隙。这将产生多个方面的有利影响，例如包括：允许肋板37、38、侧梁35、36等具有相对简单的形状和减小的尺寸；防止底板32的高温和变形传递至其他部件；给予底板32一定的变形空间而不再受到紧固件和其他相邻部件的全面约束；以及减小因结构共振而导致的声振疲劳对整流罩和机翼等结构带来的影响，从而延长整流罩甚至整个飞行器的服役寿命。

尽管为便于展示连接单元的可能的构型而在上述实施方式中针对不同连接单元分别采用了不同的构型，但本领域技术人员可以领会到的是，在实践中，各个连接单元也可以均采用相同或相似的构型，这样可以允许批量化地生产各个元件，有利于节约成本。

另外，尽管未示出，但可以设想到的是，侧板34也能够通过如本发明所述的连接单元进行连接，这同样将会带来诸多益处，例如：进一步减少紧固件的应用，简化后吊架整流罩的安装程序，允许简化侧板及肋板和侧梁的形状以及减小它们的尺寸。

与诸如铆钉的紧固件不同，本发明的连接单元仅需要承受空气动力负载和惯性负载，而这些负载是远远小于热负载的，因此出现损坏的可能性大大降低，因此能够减少维修次数、延长使用寿命。

本领域技术人员可以领会到的是，在实际工作状态下，由于板状件的温度分布不均匀及自身的双曲率弧面特性，其热膨胀效应可能会导致自身的进一步拱弯或扭曲，甚至会变形超过板状件与固定件之间预留的装配间隙，这种情况下，板状件与固定件可能会产生接触。然而，根据发明人所进行的相应的计算分析表明，该情况所产生的接触载荷相对于未接触前的约束载荷并没有数量级上的增加，即不会显著增大对底板的自由膨胀的约束。进而由此可以领会到，能够通过合理设置初始装配间隙及连接单元的位置来优化变形后的接触载荷和约束载荷水平，以确保尽可能接近静定约束状态。

根据本发明的实施方式，由于后吊架整流罩中的其余紧固件无需承受很大的负载，因此可以改用具有较小尺寸的适当类型的紧固件，进而能够进一步减少结构重量并且降低制造成本。

尽管本发明以后吊架整流罩为例提供了应用于飞行器中的非刚性连接、特别是非刚性静定连接的实施方式，然而本领域技术人员能够领会到，本发明的实施方式并不局限于应用在后吊架整流罩中，而是可以根据需要应用于飞行器中的任何可能的结构中(特别是受热、易于变形和/或用于维持空气动力学性能的飞行器外侧构件)。

虽然已经参照示例性实施方式对本发明进行了描述，但是应当理解，本发明并不局限于文中详细描述和示出的具体实施方式/示例，在不偏离权利要求书所限定的范围的情况下，本领域技术人员可以对示例性实施方式做出各种改变。

Claims (20)

1.一种飞行器的结构体(30)，所述结构体包括：

固定部件(31，37，38，39)；

板状件(32)，所述板状件为所述结构体的外部构件；以及

多个连接单元(100；200；100′；200′；300′)，所述多个连接单元中的每个连接单元将所述板状件以铰接的方式连接至所述固定部件，

其中，所述多个连接单元共同实现所述板状件与所述固定部件的可靠连接以使所述结构体形成几何不变结构。

2.根据权利要求1所述的飞行器的结构体(30)，其中，所述多个连接单元中的每个连接单元包括：

第一元件(101；201；101′；201′；301′)，所述第一元件固定至或一体地形成在所述固定部件上；

第二元件(102；202；102′；202′；302′)，所述第二元件固定至或一体地形成在所述板状件上并且位于与所述第一元件相对应的位置处；以及

第三元件(103；203；103′；203′；303′)，所述第三元件将所述第一元件和所述第二元件联接在一起，所述第三元件构造成允许所述第一元件和所述第二元件相对于彼此枢转或者允许所述第一元件和所述第二元件相对于彼此枢转且平移。

3.根据权利要求2所述的飞行器的结构体(30)，其中，所述多个连接单元至少包括第一连接单元(100)和第二连接单元(200)，所述第一连接单元和所述第二连接单元分别安装成允许所述板状件相对于所述固定部件围绕沿不同方向的第一轴线和第二轴线枢转，使得所述第一连接单元和所述第二连接单元共同实现所述板状件与所述固定部件的可靠连接。

4.根据权利要求3所述的飞行器的结构体(30)，其中：

所述第一轴线和所述第二轴线均沿所述板状件所处的平面延伸，并且，

所述第一连接单元的第一元件和第二元件经由所述第一连接单元的第三元件联接成能够相对于彼此沿着所述第一轴线平移一段距离，并且/或者，所述第二连接单元的第一元件和第二元件经由所述第二连接单元的第三元件联接成能够相对于彼此沿着所述第二轴线平移一段距离。

5.根据权利要求2所述的飞行器的结构体(30)，其中，所述多个连接单元包括第一连接单元(100′)、第二连接单元(200′)和第三连接单元(300′)，并且所述第一连接单元、所述第二连接单元和所述第三连接单元共同实现所述板状件与所述固定部件的静定连接。

6.根据权利要求5所述的飞行器的结构体(30)，其中，所述第一连接单元、所述第二连接单元和所述第三连接单元分别安装成允许所述板状件相对于所述固定部件围绕空间三轴枢转，并且所述第一连接单元、所述第二连接单元和所述第三连接单元以不共线的方式布置。

7.根据权利要求6所述的飞行器的结构体(30)，其中：

所述第一连接单元、所述第二连接单元和所述第三连接单元中的一者的第一元件和第二元件经由相应的第三元件联接成不能够相对于彼此平移，剩余两者中的一者的第一元件和第二元件经由相应的第三元件联接成能够相对于彼此沿着所述板状件所处的平面上的第一轴线平移，剩余两者中的另一者的第一元件和第二元件经由相应的第三元件联接成能够相对于彼此沿着所述第一轴线和所述板状件所处的平面上的不同于所述第一轴线的第二轴线平移；或者

所述第一连接单元、所述第二连接单元和所述第三连接单元中的一者的第一元件和第二元件经由相应的第三元件联接成能够相对于彼此沿着所述板状件所处的平面上的第一轴线平移，剩余两者中的每一者的第一元件和第二元件经由相应的第三元件联接成能够相对于彼此沿着所述板状件所处的平面上的不同于所述第一轴线的第二轴线平移。

8.根据权利要求5所述的飞行器的结构体(30)，其中：

所述多个连接单元还包括至少一个备用连接单元，所述备用连接单元用于在所述第一连接单元、所述第二连接单元和所述第三连接单元中的一者或多者失效时提供补足约束；并且/或者

所述第一连接单元、所述第二连接单元和所述第三连接单元中的一者或多者设置有失效安全机构。

9.根据权利要求2所述的飞行器的结构体(30)，其中，所述固定部件包括：

大致垂直于所述板状件延伸的至少一个竖向壁，所述至少一个竖向壁适于固定有或一体地形成有所述多个连接单元中的一个或多个连接单元的第一元件；以及/或者

大致平行于所述板状件延伸的基板(31)，所述基板适于固定有或一体地形成有所述多个连接单元中的一个或多个连接单元的第一元件。

10.根据权利要求9所述的飞行器的结构体(30)，其中，所述固定部件包括：

前壳体(39)，所述前壳体位于所述结构体的纵向方向上的前端部，所述前壳体包括邻近所述板状件的前端部的竖向表面，其中，所述竖向表面能够用作所述竖向壁；以及/或者

多个竖向肋板(37，38)，所述多个竖向肋板大致垂直于所述基板沿所述结构体的横向方向延伸并且在所述结构体的纵向方向上并排布置，其中，每个竖向肋板能够用作所述竖向壁。

11.根据权利要求2所述的飞行器的结构体(30)，其中，所述第三元件至少包括允许所述第一元件和所述第二元件相对于彼此枢转的销钉、螺栓或螺柱结构、滚动轴承和球窝接头中的至少一者。

12.根据权利要求11所述的飞行器的结构体(30)，其中，所述第三元件还包括允许所述第一元件和所述第二元件相对于彼此平移的滑动衬套。

13.根据权利要求1至12中任一项所述的飞行器的结构体(30)，其中，所述多个连接单元中的每个连接单元具有相同或相似的构型。

14.根据权利要求1至12中任一项所述的飞行器的结构体(30)，其中，所述板状件与所述结构体的其余部分之间不存在任何刚性连接，或者，所述板状件与所述结构体的其余部分之间不存在任何刚性连接并且在所述板状件不发生膨胀变形的情况下不存在直接接触。

15.根据权利要求1至12中任一项所述的飞行器的结构体(30)，其中，所述结构体还包括一对侧板(34)，所述一对侧板分别连接在所述结构体的横向方向上的两侧，并且沿着所述结构体的纵向方向延伸，所述板状件、所述固定部件和所述一对侧板共同围成箱状构型。

16.根据权利要求15所述的飞行器的结构体(30)，还包括多个副连接单元，所述多个副连接单元中的每个副连接单元将所述一对侧板中的相应侧板以铰接的方式连接至所述固定部件，由此实现所述侧板与所述固定部件的可靠连接以使所述结构体形成几何不变结构。

17.根据权利要求1至12中任一项所述的飞行器的结构体(30)，其中，所述结构体(30)为后吊架整流罩，并且所述板状件(32)为所述后吊架整流罩的用于维持空气动力学外形和/或用于起热防护作用的外面板。

18.一种用于发动机的悬架系统(4)，其中，所述悬架系统设置在飞行器机翼与所述发动机之间并且位于所述飞行器机翼的下方或上方，并且所述悬架系统包括实施为如权利要求1至17中的任一项所述的结构体的后吊架整流罩。

19.一种发动机组件(1)，其中，所述发动机组件包括发动机和根据权利要求18所述的悬架系统。

20.一种飞行器(AC)，其中，所述飞行器包括至少一个根据权利要求19所述的发动机组件。

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