CN110920907A - 用于安装飞行器吊挂架的方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种用于安装连接至机翼的飞行器吊挂架的方法，所述方法包括：‑预定位分别设置在所述机翼和所述吊挂架上的第一接触表面(S38)和第二接触表面(S40)的步骤，‑安装并上紧临时连接元件(66)的步骤，以便使所述第一接触表面(S38)和所述第二接触表面(S40)彼此抵靠固持夹紧，‑在至少一个成对的、分别设置在所述机翼和所述吊挂架上的第一接纳部(60)和第二接纳部(62)中安装至少一个可径向涨开的元件(78)并使其涨开的步骤，‑安装并上紧在安装状态下连接所述吊挂架和所述机翼的最终连接元件(42)的步骤，‑移除所述可径向涨开的元件(78)和所述临时连接元件(66)并且安装剩余的最终连接元件(42)和剪力销的步骤。

Description

用于安装飞行器吊挂架的方法
技术领域
本申请涉及一种用于安装飞行器吊挂架的方法。
背景技术
根据在图1和图2所示的构造，飞行器10包括定位在飞行器10的机翼14下方的多个推进单元12。
推进单元12包括发动机16、围绕发动机16定位的短舱(图2中未示出)、以及吊挂架18，该吊挂架提供发动机16与机翼14之间的连接。吊挂架18包括主结构20，该主结构通过发动机附接件22连接至发动机16、并且通过机翼附接件24连接至机翼14。
对于本申请，纵向方向X是与发动机轴线A16平行的方向。水平横向方向Y是与发动机轴线A16垂直的水平方向。竖直横向方向Z是与发动机轴线A16垂直的竖直方向。竖直纵向平面是与竖直方向和纵向方向X平行的平面。
术语“前”和“后”(分别为“Av”和“Ar”)是指飞行器10的由于推进单元12所产生的推力而发生的前进的方向，在图1中此方向由箭头15表示。
根据图2中示出的一个实施例，发动机附接件22包括前部发动机附接件22.1、后部发动机附接件22.2、以及布置在发动机16两侧的推力杆22.3。机翼附接件24包括前部机翼附接件24.1和后部机翼附接件24.2。
根据第一实施例，前部机翼附接件包括布置在竖直纵向平面中的两个简单钩环，每个钩环的第一端部通过连接轴线连接至紧固在吊挂架18的主结构20上的U形夹，每个钩环的第二端部通过连接轴线连接至紧固在机翼14上的U形夹。根据此第一实施例，钩环和/或U形夹可以被配置成用于补偿机翼的弯曲，使得连接轴线大致水平以便使它们更容易安装。
此第一实施例具有在竖直方向上相对较宽的缺点。
根据图3和图4中示出的第二实施例，前部机翼附接件24.1包括紧固至机翼14的至少一个第一接触表面26、紧固至吊挂架18的主结构20的至少一个第二接触表面28、以及多个连接元件30(例如螺栓)，该多个连接元件用于使第一接触表面26和第二接触表面28彼此抵靠固持夹紧并提供吊挂架18与机翼14之间的连接。考虑到机翼的弯曲，第一接触表面26与第二接触表面28的接触平面不是水平的，而是沿与机翼14的下面板大致相切的平面倾斜，并且连接元件30也是倾斜的。
此第二实施例用于使沿前部机翼附接件24.1的竖直方向的体积减小。然而，考虑到第一接触表面26和第二接触表面28的接触平面的倾斜，将吊挂架相对于机翼定位被证明是困难的。
发明内容
本发明力图补救现有技术的一些或全部缺点。
为此，本发明涉及一种用于安装飞行器吊挂架的方法，所述吊挂架通过至少一个前部机翼附接件连接至机翼，所述前部机翼附接件包括：
-紧固至所述机翼的至少一个第一板件，所述至少一个第一板件具有第一接触表面，
-紧固至所述吊挂架的至少一个第二板件，所述至少一个第二板件具有第二接触表面，
-多个最终连接元件，在所述吊挂架安装好时，所述多个最终连接元件通过在倾斜的接触平面处使所述第一接触表面和所述第二接触表面彼此抵靠固持来连接所述第一板件和所述第二板件，所述接触平面对于每个最终连接元件而言都是倾斜的，所述第一板件和所述第二板件对应地包括成对的第一通孔和第二通孔，
-至少一个剪力销，在所述吊挂架安装好时，至少一个剪力销跨越成对的第一接纳部和第二接纳部，所述第一接纳部和所述第二接纳部分别设置在所述第一板件和所述第二板件中、并且各自具有与所述剪力销的横截面完全相同的横截面。
所述安装方法的特征在于，所述安装方法包括：
-预定位所述第一接触表面和所述第二接触表面的步骤，从而使得所述第一接触表面和所述第二接触表面大致平行并且彼此接近或接触，并且使得每个成对的第一通孔和第二通孔中的所述第一通孔与所述第二通孔大致预对准，并且使得每个成对的第一接纳部和第二接纳部中的所述第一接纳部与所述第二接纳部预对准，
-在某些成对的第一通孔和第二通孔中安装并上紧临时连接元件的步骤，以便使所述第一接触表面和所述第二接触表面彼此抵靠固持夹紧，
-在至少一个成对的第一接纳部和第二接纳部中安装至少一个可径向涨开的元件并使其涨开的步骤，
-在未被所述临时连接元件占据的至少一些成对的第一通孔和第二通孔中安装并上紧最终连接元件的步骤，
-移除所述可径向涨开的元件并安装所述剪力销的步骤、以及移除所述临时连接元件并安装所述最终连接元件的步骤。
这种用于安装飞行器吊挂架的方法使得可以简化其实现方式。
根据另一个特征，每个临时连接元件包括位于所述吊挂架下方的至少一个压缩元件，所述上紧临时连接元件的步骤用于获得每个压缩元件的某一压缩力，所述临时连接元件的每个压缩元件的所述压缩力和所述可径向涨开的元件被配置成在所述使可径向涨开的元件涨开的步骤期间允许所述第一接触表面和所述第二接触表面相对于彼此滑动。
此外，所述临时连接元件的每个压缩元件的所述压缩力和所述可径向涨开的元件被配置成用于在所述可径向涨开的元件未涨开时使得所述第一板件和所述第二板件相对于彼此保持不动。
根据另一个特征，使用被配置成用于使所述吊挂架倾斜然后将之抬升的抬升系统来执行所述预定位所述第一接触表面和所述第二接触表面的步骤。
所述抬升系统包括至少两个线束、并且所述抬升系统被配置成用于占据所谓的连接且加载状态，其中所述线束是绷紧的，并且所述抬升系统支撑所述吊挂架；所谓的连接且未加载状态，其中所述线束是松弛的，并且所述抬升系统不支撑所述吊挂架；所谓的拆卸状态，其中所述吊挂架从所述抬升系统上拆下。
在所述上紧所述临时连接元件的步骤之后，所述抬升系统从所述连接且加载状态转换到所述连接且未加载状态。
根据另一个特征，所述可径向涨开的元件是可涨开的环，所述可涨开的环被配置成占据：缩回状态，其中所述可涨开的环具有允许其插入到所述成对的第一接纳部和第二接纳部中的横截面；以及涨开状态，其中所述可涨开的环的横截面等于或大于所述第一接纳部和所述第二接纳部的横截面。
根据另一个特征，在移除所述临时连接元件之前，移除每个可径向涨开的元件并代之以剪力销。
根据一种操作模式，在移除所述可径向涨开的元件之前，将剪力销定位在未被所述可径向涨开的元件占据的每个成对的第一接纳部和第二接纳部中。
根据一个实施例，所述机翼附接件包括当所述吊挂架安装好时，布置在第一横向平面中的至少一个前部剪力销以及布置在相对于所述第一横向平面向后偏移的第二横向平面中的至少一个后部剪力销。在这种情况下，所述安装方法的特征在于，第一可径向涨开的元件安装在布置在所述第一横向平面中的成对的第一接纳部和第二接纳部中，并且第二可径向涨开的元件安装在布置在所述第二横向平面中的成对的第一接纳部和第二接纳部中。
附图说明
其他特征和优点将从本发明的以下描述中显现，该描述仅仅是通过举例方式参照附图给出的，在附图中：
-图1是飞行器的侧视图，
-图2是推进单元(未描绘短舱)的侧视示意性表示，示出了实施例，
-图3是通过机翼附接件连接至机翼的飞行器吊挂架的透视图，示出了实施例，
-图4是图3中示出的吊挂架的处于未安装状态的透视图，
-图5是沿前部机翼附接件的横向截面的示意图示，展示了处于最终组装状态的本发明的第一实施例，
-图6A至图6I是沿图5中示出的前部机翼附接件的横向截面的示意性表示，示出了用于安装飞行器吊挂架的方法的多个不同的按时间顺序的中间步骤，
-图7是沿前部机翼附接件的横向截面的示意图示，展示了处于最终组装状态的本发明的第二实施例，
-图8A至图8F是沿图7中示出的前部机翼附接件的横向截面的示意性表示，示出了用于安装飞行器吊挂架的方法的一些按时间顺序的中间步骤。
图5和图7描绘了机翼32和通过至少一个前部机翼附接件36连接至机翼32的吊挂架34。
具体实施方式
根据一个实施例，前部机翼附接件36包括紧固至机翼32的至少一个第一板件38、紧固至吊挂架34的至少一个第二板件40、多个最终连接元件42(当吊挂架安装好时，多个最终连接元件连接第一板件38和第二板件40)、以及至少一个剪力销43。
根据一种构型，第一板件38是集成到机翼32中的装配件，并且第二板件40是吊挂架34的主结构的一部分。
第一板件38包括至少一个第一接触表面S38。另外，第二板件40包括至少一个第二接触表面S40，当吊挂架34紧固在机翼32上时，第一接触表面S38和第二接触表面S40在接触平面P处抵靠彼此夹紧。接触平面P不是水平的，而是相对于与机翼32的下面板大致相切的平面所对应的水平面倾斜。举例来说，接触平面P与水平面形成10°量级的角度。
根据一个实施例，每个最终连接元件42是包括柄杆44和螺母48的螺栓，该柄杆至少部分地带螺纹、并且在其一个端部处具有头部46，该螺母被配置成用于拧到柄杆44上。根据一个取向，在操作中，头部46抵靠第二板件40夹紧，并且螺母48抵靠第一板件38夹紧。最终连接元件42还可以包括插入在头部46与第二板件40之间的第一垫圈50.1和/或插入在螺母48与第一板件38之间的第二垫圈50.2。根据图7中示出的一个实施例，第一垫圈50.1和第二垫圈50.2是平坦的。根据图5中示出的另一个实施例，第一垫圈50.1和第二垫圈50.2中的至少一个垫圈是球形的。
根据简化的版本，每个最终连接元件42包括至少部分带螺纹的柄杆44和被配置成拧到柄杆44上的至少一个螺母48。
对于每个最终连接元件42，第一板件38包括第一通孔52和轴线A52(图6A中示出)，该第一通孔所包括的直径大于柄杆44的直径，在操作中，该轴线与第一接触表面S38和接触平面P垂直。另外，第二板件40包括第二通孔54和轴线A54(图6A中示出)，该第二通孔所包括的直径大于柄杆44的直径，在操作中，该轴线与第二接触表面S40和接触平面P的垂直。当吊挂架34紧固在机翼32上时，对于每个最终连接元件42，第一通孔52和第二通孔54布置在彼此的延伸部中，并且轴线A52和A54重合。
根据特别是在图5中示出的一个实施例，剪力销43包括具有截面S的圆柱形主体56和定位在主体56的一端处的头部58，该头部与主体56同轴、并且具有比主体56的横截面更大的横截面。主体56具有足够的长度(沿主体56的旋转轴线考虑的尺寸)以允许其在吊挂架安装好时跨越第一板件38和第二板件40。
对于每个剪力销43，第一板件38包括第一接纳部60和轴线A60(图6A中示出)，该第一接纳部所具有的截面与剪力销43的主体56的截面S完全相同，在操作中，该轴线与第一接触表面S38和接触平面P垂直。第二板件40包括第二接纳部62和轴线A62(图6A中所示)，该第二接纳部所具有的截面与剪力销43的主体56的截面S完全相同在操作中，该轴线与第二接触表面S40和接触平面P垂直。当吊挂架34紧固在机翼32上时，对于每个剪力销43，第一接纳部60和第二接纳部62布置在彼此的延伸部中，并且轴线A60和A62重合。
根据第一实施例，如图5所示，前部机翼附接件36包括单个剪力销43。根据第二实施例，如图7所示，前部机翼附接件36包括多个剪力销43，例如是布置在第一横向平面中的第一前部剪力销43和第二前部剪力销43'以及布置在相对于第一横向平面向后偏移的第二横向平面中的第三后部剪力销(未示出)。当然，本发明不限于这些实施例。
根据第一实施例，用于安装吊挂架34的方法包括：
-第一步骤：将吊挂架34定位在机翼32下方，基本竖直地在该吊挂架紧固在机翼32上时的位置下方，如图6A所示。在此第一步骤期间，吊挂架34可以搁置在地面上或者在纯竖直方向上升起，以便更靠近机翼32。
-第二步骤：使吊挂架34倾斜，使得第二板件40的第二接触表面S40与第一板件38的第一接触表面S38平行地定向，如图6B所示。在此第二步骤期间，吊挂架34在相对于机翼32的下面板的切线方向上倾斜。举例来说，吊挂架34倾斜大约10°。
-第三步骤：使第一板件38的第一接触表面S38和第二板件40的第二接触表面S40汇集在一起，使得第一板件和第二板件大致平行并且彼此接近或接触，如图6C所示，并且将每个成对的第一通孔和第二通孔中的第一通孔和第二通孔大致预对准，并且将每个成对的第一接纳部和第二接纳部中的第一接纳部和第二接纳部预对准。
在此第三汇集步骤的末尾，第一通孔52和第二通孔54以及第一接纳部60和第二接纳部62并非调理性地且大致(通过眼睛)对准。
抬升系统64可用于执行第二步骤和第三步骤，也就是说使吊挂架34倾斜然后抬升该吊挂架。此抬升系统64包括直接或间接连接至吊挂架34的至少两个线束64.1和64.2。根据一种操作模式，抬升系统64被配置成用于占有所谓的连接且加载状态(其中线束64.1、64.2是绷紧的，且抬升系统64支撑吊挂架34)、所谓的连接且未卸载状态(其中线束64.1、64.2是松弛的，且抬升系统64不支撑吊挂架34)以及所谓的拆卸状态(其中吊挂架34从抬升系统64上拆下)。
如图6D中所示出的，用于安装吊挂架34的方法包括第四步骤：在至少某些成对的第一通孔52和第二通孔54中安装临时连接元件66，这些临时连接元件被配置成用于承受吊挂架34的至少一部分重量。每个临时连接元件66包括可以与最终连接元件42的螺栓完全相同螺栓68以及定位在吊挂架34下方的至少一个压缩元件70(弹簧、弹性垫圈、或其他)。根据一个实施例，螺栓68包括：柄杆72，该柄杆至少部分地具有螺纹并且在其一端具有头部74；螺母76，该螺母被配置成用于拧到柄部72上；以及可能地至少一个垫圈，该至少一个垫圈插入在螺母76与第一板件38之间和/或在头部74与第二板件40之间。每个压缩元件70是插入在螺栓68的头部74与第二板件40之间的弹簧。
临时连接元件66的数量和分布被确定成用于确保第一接触表面S38与第二接触表面S40之间的接触力的均匀分布。在所有情况下，某些成对的第一通孔52和第二通孔54是自由的并且未由临时连接元件66占据。在第二步骤、第三步骤、以及第四步骤期间，抬升系统64处于连接且加载状态。
安装吊挂架34的方法包括第五步骤：紧固临时连接元件66以压缩它们的压缩元件70，如图6E所示。在上紧临时连接元件66的步骤之后，抬升系统64从连接且加载态转换到连接且未加载状态。
压缩力被确定成使得第一接触表面S38和第二接触表面S40在接触平面P处接触，并且使得第一接触表面S38和第二接触表面S40彼此抵靠的压缩力使得第一接触表面S38和第二接触表面S40在没有力与接触平面P平行地作用时不能在接触平面P中相对于彼此滑动、并且在至少一个力与接触平面P平行地作用时可以相对于彼此滑动。
用于安装吊挂架34的方法包括第六步骤：将可径向涨开的元件78安装在至少成对的第一接纳部60和第二接纳部62中，以跨越所述成对的接纳部，如图6F所示，并且使所述可径向涨开的元件78径向涨开。根据一种构型，可径向涨开的元件78是可涨开环，该可涨开环被配置成用于占据缩回状态和涨开状态，在该缩回状态，可涨开环具有允许其插入到该成对第一接纳部和第二接纳部中(即使在该成对的第一接纳部60和第二接纳部62不完全对准的情况下也是如此)的横截面；在该涨开状态，可涨开环的横截面等于或大于第一接纳部60和第二接纳部62的横截面。
临时连接元件66的每个压缩元件70的压缩力和可径向涨开的元件78被配置成用于允许第一接触表面S38和第二接触表面S40在使可径向涨开的元件78涨开的步骤期间相对于彼此滑动，并且用于在可径向涨开的元件78未涨开时保持第一板件38和第二板件40相对于彼此不动。
在使可径向涨开的元件78涨开以达到与第一接纳部60和第二接纳部62的截面完全相同的横截面之后，对于每个最终连接元件42，第一通孔52和第二通孔54对准，如图6G所示。
用于安装吊挂架34的方法包括第七步骤：在未由临时连接元件66所占据的那些成对的第一通孔52和第二通孔54中安装最终连接元件42。这些最终连接元件42被上紧以防止第一接触表面S38和第二接触表面S40相对于彼此进行任何滑动。
在第八步骤，移除可径向涨开的元件78并且用剪力销43加以替换，如图6H所示。在第五步骤、第六步骤、第七步骤、以及第八步骤期间，抬升系统64处于连接且未加载状态。在第八步骤的末尾，吊挂架34从抬升系统64拆下。
在第九步骤期间，移除剩余的临时连接元件66并用最终连接元件42替换，如图6I所示。然后根据每个最终连接元件42的期望张力来将所有最终连接元件最终上紧。
作为变体，一旦已经安装了所有剪力销43和所有最终连接元件42，就可以将吊挂架34从抬升系统64拆下。类似地，最终连接元件42替换临时连接元件66可以在用(多个)剪力销43替换(多个)可径向涨开的元件78之前进行。
当机翼附接件36仅包括一个剪力销43时，如图5所示，根据第一实施例的安装方法尤其适合。
如图7所示，用于安装其机翼附接件36包括多个剪力销43的吊挂架的方法的某些步骤在图8A至图8F中描述。
机翼附接件36包括布置在第一横向平面中的至少一个前部剪力销43和布置在相对于第一横向平面向后偏移的第二横向平面中的至少一个后部剪力销。
用于使第一接触表面S38和第二接触表面S40更靠近到一起的安装并上紧临时连接元件66的前五个步骤与第一实施例的这些步骤完全相同。这些临时连接元件66定位在前部机翼附接件36的前部和后部。在该第五步骤的末尾，吊挂架34从抬升系统64拆下。
第六步骤涉及安装两个可径向涨开的元件78，第一可径向涨开的元件78安装在布置在第一横向平面中的成对的第一接纳部60和第二接纳部62中(如图8A所示)，并且第二可径向涨开的元件安装在布置在第二横向平面中的成对的第一接纳部60和第二接纳部62中(未示出)。在使可径向涨开的元件78涨开以达到与第一接纳部60和第二接纳部62的截面完全相同的横截面之后，对于每个最终连接元件42，第一通孔52和第二通孔54对准，如图8B所示。
第七步涉及将剪力销43定位在布置在第一横向平面中的、未由可径向涨开的元件78中的一个可径向涨开的元件占据的成对的第一接纳部60和第二接纳部62中，如图8B所示。
图8C所示的第八步骤涉及在未由临时连接元件66占据的那些成对的第一通孔52和第二通孔54中安装最终连接元件42。这些最终连接元件42被上紧以防止第一接触表面S38和第二接触表面S40相对于彼此进行任何滑动。一个(或多个)剪力销43定位在未由(多个)可径向涨开的元件78占据的成对的(或多个成对的)第一接纳部和第二接纳部中。
在8D和图8E中示出的第九步骤，移除可径向涨开的元件78被并用剪力销43替换。最后，在图8F和图7中示出的第十步骤，临时连接元件66并且用最终连接元件42加以替换。然后根据每个最终连接元件42的期望张力来将所有最终连接元件最终上紧。
无论操作模式如何，用于安装吊挂架的方法包括：预定位第一接触表面S38和第二接触表面S40的步骤，在某些成对的第一通孔52和第二通孔54中安装并上紧临时连接元件66的步骤，在至少成对的第一接纳部60和第二接纳部62中安装和涨开至少一个可径向涨开的元件78的步骤，在未被临时连接元件66占据的至少某些成对的第一通孔52和第二通孔54中安装并上紧最终连接元件42以防止第一接触表面S38和第二接触表面S40相对于彼此滑动的步骤，移除(多个)可径向涨开的元件78和临时连接元件66并安装剩余的最终连接元件42和(多个)剪力销43的步骤。
在移除临时连接元件66之前移除可径向涨开的元件78并且用剪力销加以替换，以便降低在移除临时连接元件66期间第一接触表面S38和第二接触表面S40之间滑动的风险。
这种用于安装吊挂架的方法使得可以简化其实现方式。

Claims (10)

1.-一种用于安装飞行器吊挂架(34)的方法，所述吊挂架通过至少一个前部机翼附接件(36)连接至机翼(32)，所述前部机翼附接件包括：
-紧固至所述机翼(32)的至少一个第一板件(38)，所述至少一个第一板件具有第一接触表面(S38)，
-紧固至所述吊挂架(34)的至少一个第二板件(40)，所述至少一个第二板件具有第二接触表面(S40)，
-多个最终连接元件(42)，在所述吊挂架(34)安装好时，所述多个最终连接元件通过在倾斜的接触平面(P)处使所述第一接触表面和所述第二接触表面彼此抵靠固持来连接所述第一板件(38)和所述第二板件(40)，所述接触平面对于每个最终连接元件(42)而言都是倾斜的，所述第一板件(38)和所述第二板件(40)对应地包括成对的第一通孔(52)和第二通孔(54)，
-至少一个剪力销(43)，在所述吊挂架安装好时，至少一个剪力销跨越成对的第一接纳部(60)和第二接纳部(62)，所述第一接纳部和所述第二接纳部分别设置在所述第一板件(38)和所述第二板件(40)中、并且各自具有与所述剪力销(43)的横截面完全相同的横截面，
其特征在于，所述安装方法包括：
-预定位所述第一接触表面(S38)和所述第二接触表面(S40)的步骤，从而使得所述第一接触表面(S38)和所述第二接触表面(S40)大致平行并且彼此接近或接触，并且使得每个成对的第一通孔(52)和第二通孔(54)中的所述第一通孔(52)与所述第二通孔(54)大致预对准，并且使得每个成对的第一接纳部(60)和第二接纳部(62)中的所述第一接纳部(60)与所述第二接纳部(62)预对准，
-在某些成对的第一通孔(52)和第二通孔(54)中安装并上紧临时连接元件(66)的步骤，以便使所述第一接触表面(S38)和所述第二接触表面(S40)彼此抵靠固持夹紧，
-在至少一个成对的第一接纳部(60)和第二接纳部(62)中安装至少一个可径向涨开的元件(78)并使其涨开的步骤，
-在未被所述临时连接元件(66)占据的至少一些成对的第一通孔(52)和第二通孔(54)中安装并上紧最终连接元件(42)的步骤，
-移除所述可径向涨开的元件(78)并安装所述剪力销(43)的步骤、以及移除所述临时连接元件(66)并安装所述最终连接元件(42)的步骤。
2.-根据权利要求1所述的用于安装飞行器吊挂架的方法，其特征在于，每个临时连接元件(66)包括位于所述吊挂架(34)下方的至少一个压缩元件(70)，所述上紧临时连接元件(66)的步骤用于获得每个压缩元件(70)的某一压缩力，所述临时连接元件(66)的每个压缩元件(70)的所述压缩力和所述可径向涨开的元件(78)被配置成在所述使可径向涨开的元件(78)涨开的步骤期间允许所述第一接触表面(S38)和所述第二接触表面(S40)相对于彼此滑动。
3.-根据前一权利要求所述的用于安装飞行器吊挂架的方法，其特征在于，所述临时连接元件(66)的每个压缩元件(70)的所述压缩力和所述可径向涨开的元件(78)被配置成用于在所述可径向涨开的元件(78)未涨开时使得所述第一板件(38)和所述第二板件(40)相对于彼此保持不动。
4.-根据前述权利要求之一所述的用于安装飞行器吊挂架的方法，其特征在于，使用被配置成用于使所述吊挂架(34)倾斜然后将之抬升的抬升系统(64)来执行所述预定位所述第一接触表面(S38)和所述第二接触表面(S40)的步骤。
5.-根据前一权利要求所述的用于安装飞行器吊挂架的方法，其特征在于，所述抬升系统(64)包括至少两个线束(64.1，64.2)，并且其特征在于，所述抬升系统被配置成占据：所谓的连接且加载状态，其中所述线束(64.1，64.2)是绷紧的，并且所述抬升系统(64)支撑所述吊挂架(34)；所谓的连接且未加载状态，其中所述线束(64.1，64.2)是松弛的，并且所述抬升系统(64)不支撑所述吊挂架(34)；所谓的拆卸状态，其中所述吊挂架(34)从所述抬升系统(64)上拆下。
6.-根据前一权利要求所述的用于安装飞行器吊挂架的方法，其特征在于，在所述上紧所述临时连接元件(66)的步骤之后，所述抬升系统(64)从所述连接且加载状态转换到所述连接且未加载状态。
7.-根据前述权利要求之一所述的用于安装飞行器吊挂架的方法，其特征在于，所述可径向涨开的元件(78)是可涨开的环，所述可涨开的环被配置成占据：缩回状态，其中所述可涨开的环具有允许其插入到所述成对的第一接纳部(60)和第二接纳部(62)中的横截面；以及涨开状态，其中所述可涨开的环的横截面等于或大于所述第一接纳部(60)和所述第二接纳部(62)的横截面。
8.-根据前述权利要求之一所述的用于安装飞行器吊挂架的方法，其特征在于，在移除所述临时连接元件(66)之前，移除每个可径向涨开的元件(78)并代之以剪力销。
9.-根据前一权利要求所述的用于安装飞行器吊挂架的方法，其特征在于，在移除所述可径向涨开的元件(78)之前，将剪力销(43)定位在未被所述可径向涨开的元件(78)占据的每个成对的第一接纳部和第二接纳部中。
10.-根据前述权利要求之一所述的用于安装飞行器吊挂架的方法，所述机翼附接件(36)包括，当所述吊挂架安装好时，布置在第一横向平面中的至少一个前部剪力销(43)以及布置在相对于所述第一横向平面向后偏移的第二横向平面中的至少一个后部剪力销(43)，其特征在于，第一可径向涨开的元件(78)安装在布置在所述第一横向平面中的成对的第一接纳部(60)和第二接纳部(62)中，并且第二可径向涨开的元件安装在布置在所述第二横向平面中的成对的第一接纳部(60)和第二接纳部(62)中。
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Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110217405A (zh) * 2019-05-17 2019-09-10 陕西飞机工业（集团）有限公司 一种飞机投放装置安装方法
CN111746818A (zh) * 2020-06-12 2020-10-09 陕西飞机工业（集团）有限公司 一种飞机扰流板安装方法
FR3115268A1 (fr) 2020-10-19 2022-04-22 Airbus Operations Ensemble pour un aeronef, ledit ensemble comportant un mat et une aile
CN113998131A (zh) * 2021-11-26 2022-02-01 昌河飞机工业（集团）有限责任公司 一种直升机机腹通用挂架

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3831888A (en) * 1972-07-27 1974-08-27 Mc Donnell Douglas Corp Aircraft engine suspension system
FR2891247B1 (fr) * 2005-09-26 2009-04-03 Airbus France Sas Ensemble pour aeronef comprenant un element de voilure ainsi qu'un mat d'accrochage
US9302785B2 (en) * 2007-11-29 2016-04-05 The Boeing Company Engine installation using machine vision for alignment
US9248921B2 (en) * 2013-07-11 2016-02-02 Spirit Aerosystems, Inc. Method for mounting a pylon to an aircraft
FR3061148B1 (fr) * 2016-12-23 2022-08-12 Airbus Operations Sas Fixation semi-continue d'un mat d'accrochage de moteur a un dispositif de fixation appartenant a la voilure d'un aeronef

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