CN110963054A - 接头和飞行器 - Google Patents

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Abstract

提供了一种接头和飞行器，所述接头用于将第一飞行器结构连接至第二飞行器结构，使得允许所述第一飞行器结构和所述第二飞行器结构沿着第一轴线进行相对旋转运动和相对平移运动、同时基本上阻止了所述第一飞行器结构和所述第二飞行器结构沿着与所述第一轴线正交的轴线的相对平移运动。所述接头包括：支架，所述支架具有与所述第一轴线对准的开口；销，所述销与所述第一轴线对准并且延伸穿过所述开口；以及安装在所述开口中的支承件。所述支承件具有内支承表面和部分球形外支承表面，所述内支承表面限定了所述销延伸穿过的孔，所述内支承表面被配置用于与所述销平移滑动接触，并且所述部分球形外支承表面被配置用于与所述开口旋转滑动接触。

Description

接头和飞行器
技术领域
本发明涉及一种用于将第一飞行器结构连接至第二飞行器结构的接头，并且涉及一种包括这种接头的飞行器。
背景技术
大多数常规飞行器具有通过发动机安装件吊挂架安装至机翼的发动机。对于商用班机而言，趋向于涵道比较高的发动机，这些涵道比较高的发动机具有比涵道比较低的发动机更大的直径。为了在发动机与地面之间保持足够的间隙的同时适应大直径发动机，所期望的是使发动机顶部与机翼下表面之间的竖直距离最小化。
常规地，通过竖直插入翼盒与吊挂架的主要结构之间的一组联接件而将发动机安装件吊挂架附接至翼盒，这样通常构成静态确定的界面或具有较低超静定性水平的界面。这些联接件在发动机安装件吊挂架与翼盒之间传递力(包括由发动机产生的推力载荷)，并且同时(由于吊挂架和翼盒的载荷和刚度)允许在两个部件之间具有一定的运动自由度。这种联接件的已知设计要求发动机安装件吊挂架的顶部表面与翼盒的下表面竖直隔开，并且因此并不适合于与直径非常大的发动机一起使用。
发明内容
本发明的第一方面提供了一种接头，所述接头用于将第一飞行器结构连接至第二飞行器结构，使得允许所述第一飞行器结构和所述第二飞行器结构沿着第一轴线进行相对旋转运动和相对平移运动、同时基本上阻止了所述第一飞行器结构和所述第二飞行器结构沿着与所述第一轴线正交的轴线的相对平移运动。所述接头包括：在所述第一飞行器结构上的支架；与所述第一轴线对准的销；以及凸形的部分球形外支承表面。所述支架具有与所述第一轴线对准的开口，并且所述销的第一端被接纳在所述开口内。所述销的第二端与所述第二飞行器结构接合。所述凸形的部分球形外支承表面设置在所述销的第一端上、并且被配置用于与设置在所述开口中的凹形的部分球形支承表面旋转滑动接触。所述销被配置成相对于所述部分球形外支承表面和/或相对于所述第二飞行器结构沿着所述第一轴线平移。
可选地，所述第一轴线基本上与其中包括所述接头的飞行器的预期行进方向对准。
可选地，在其中包括所述接头的飞行器的运行期间由所述接头应对的主要载荷沿着基本上与所述第一轴线垂直的方向起作用。
可选地，在其中包括所述接头的飞行器的运行期间由所述接头应对的主要载荷沿着所述竖直方向起作用。
可选地，所述孔的轴线与所述第一轴线对准。
可选地，所述销包括嵌套在主销元件内的副销元件。所述主销元件和所述副销元件中的每一者能够单独地应对预期在其中包括所述接头的飞行器的运行期间所述销所经受的载荷。
可选地，所述凸形的部分球形外支承表面与所述凹形的部分球形支承表面之间的接合基本上阻止了所述凸形的部分球形外支承表面相对于所述凹形的部分球形支承表面的平移运动。
可选地，通过所述销的第二端被接纳在设在所述第二飞行器结构的外表面中的凹部中，使所述销的第二端与所述第二飞行器结构接合。
可选地，所述销的第二端被配置用于相对于所述凹部进行轴向滑动运动。
可选地，在安装在所述开口中的支承件中包括所述凸形的部分球形外支承表面。可选地，所述支承件进一步包括内支承表面，所述内支承表面限定了所述销延伸穿过的孔并且被配置用于与所述销平移滑动接触。
可选地，所述接头包括偏置机构，所述偏置机构被配置成将所述销相对于所述支架朝向预定轴向位置偏置。可选地，所述偏置机构包括安装在所述支架上的膜片弹簧。
可选地，所述凸形的部分球形外支承表面固定地附接至所述销的第一端，使得基本上阻止了所述销相对于所述第一飞行器结构沿着所述第一轴线的平移。
可选地，所述第一飞行器结构是发动机安装件吊挂架并且所述第二结构是翼盒，并且所述接头被配置成将所述发动机安装件吊挂架的后端连接至所述翼盒。
本发明的第二方面提供了一种飞行器，所述飞行器包括通过根据第一方面的接头连接至第二飞行器结构的第一飞行器结构。
可选地，所述第一飞行器结构是发动机安装件吊挂架，并且所述第二飞行器结构是翼盒。可选地，所述发动机安装件吊挂架和所述翼盒是紧密联接的。可选地，所述飞行器进一步包括安装在所述发动机安装件吊挂架上的超高涵道比发动机。
附图说明
现在将参考附图仅通过举例的方式描述本发明的实施例，在附图中：
图1是根据本发明的处于标称构型的第一示例接头的示意性截面；
图2a和图2b是根据本发明的处于第一偏移构型和第二偏移构型的第二示例接头的示意性截面；
图3a和图3b是根据本发明的处于第一偏移构型和第二偏移构型的第三示例接头的示意性截面；
图4a是根据本发明的第四示例接头的透视图；
图4b是图4a的示例接头的沿着线A-A的截面；
图5是根据本发明的第五示例接头的截面；
图6是包括根据本发明的示例接头的示例飞行器的透视图；并且
图7是图6的飞行器的机翼和发动机安装件吊挂架的局部透视图。
具体实施方式
以下描述的示例各自涉及一种接头，所述接头用于将第一飞行器结构连接至第二飞行器结构，使得允许第一飞行器结构和第二飞行器结构沿着第一轴线进行相对旋转运动和相对平移运动、同时基本上阻止了第一飞行器结构和第二飞行器结构沿着与第一轴线正交的轴线的相对平移运动。根据本发明的每个示例接头包括：在第一飞行器结构上的支架，该支架具有与第一轴线对准的开口；与第一轴线对准的销，该销的第一端被接纳在开口内，并且该销的第二端与第二飞行器结构接合；以及凸形的部分球形外支承表面，该凸形的部分球形外支承表面设置在销的第一端上、并且被配置用于与设置在开口中的凹形的部分球形支承表面旋转滑动接触。在各个示例中，销被配置成相对于部分球形外支承表面沿着第一轴线平移和/或被配置成相对于第二飞行器结构沿着第一轴线平移。
根据本发明的示例接头适合于将发动机安装件吊挂架的后端联接至飞行器翼盒。发动机安装件吊挂架与翼盒(也称为“后拾起件(aft pick-up)”(APU))之间的后联接件支撑着飞行器的整个动力装置系统(PPS)(即发动机、短舱和吊挂架)的重量，并且因此主要对竖直载荷应对。然而，后联接件还必须能够适应在飞行期间吊挂架和翼盒的相对位置和取向的变化，例如由侧向阵风撞击PPS的重心而造成吊挂架侧向弯曲所引起的变化。吊挂架的这种弯曲将载荷传递给机翼。PCT/EP2018/058960披露了示例组件，这些示例组件各自包括飞行器机翼以及固定在机翼下的发动机安装件吊挂架。PCT/EP 2018/058960提出了一种适合于实现吊挂架与翼盒之间的紧密联接的前部机翼附接机构，但是所披露的后部机翼附接机构使用了传统的三角形钩环布置。使用这种钩环布置不可能实现非常紧密的联接。
根据本发明的示例接头可以执行对竖直载荷起应对的功能，同时适应吊挂架和翼盒的相对位置和取向的变化，同时在竖直方向上也非常紧凑。与在PCT/EP2018/058960中所披露的后部机翼附接机构相比，根据本发明的示例接头可以显著减小吊挂架的顶部表面与翼盒的下表面之间的竖直距离。示例接头由此可以实现发动机安装件吊挂架与翼盒之间的非常紧密的联接。此外，示例接头的设计允许从吊挂架和翼盒外部安装这些接头，这意味着这些部件都可以在将它们联接在一起之前完全闭合。这个特征可以显著简化飞行器的构造。
图1是根据本发明的示例接头1的截面。图1示出了处于标称构型的接头1，该标称构型表示通过接头1进行连接的飞行器结构11、12都没有经受导致它们从其默认相对位置偏移的任何力的情形。在标称构型中，第一飞行器结构11上的支架13与第二飞行器结构12之间的距离d具有标称值d0。在接头1的操作期间，第一飞行器结构11和第二飞行器结构12可以运动，使得距离d变得大于或小于d0，如将在以下说明的。
示例接头1将第一飞行器结构11连接至第二飞行器结构12，使得允许第一飞行器结构11和第二飞行器结构12绕任何轴线相对旋转一定程度。还允许第一飞行器结构11和第二飞行器结构12沿着第一轴线X进行相对平移运动，如框箭头所示。然而，通过接头1的构造基本上阻止了第一飞行器结构11和第二飞行器结构12沿着与第一轴线正交的轴线的相对平移运动。第一轴线X相对于第二飞行器结构12固定，但是相对于第一飞行器结构11不固定。第一轴线X可以总体上与其中包括接头1的飞行器的行进方向对准，尽管在飞行器的运行期间它不需要在任何时候都精确地平行于行进方向，如将在以下进一步说明的。
接头1包括支架13，该支架具有与第一轴线X对准的开口。支架13通过任何合适的机构(例如紧固件)固定地附接至第一结构11。可以根据特定应用来选择支架的特定构型和材料。开口呈延伸穿过支架13的孔的形式。孔的轴线平行于第一轴线X。孔的壁不是直的，而是弯曲的，以与设置在销15上的凸形的部分球形外支承表面的形状匹配，该销还包括在接头1中。也就是说，孔的壁是凹形的部分球形的，具有与外支承表面基本上相同的曲率。
销15通过任何合适的机构安装在第二飞行器结构12上。销15具有被接纳在开口内的第一端(其在本示例中为后向端)、以及与第二飞行器结构12接合的第二端(其在本示例中为前向端)。在一些示例中，销15的第二端被接纳在第二飞行器结构12的外表面中所形成的凹部中。在其他示例中，销15的第二端可以接纳在第二飞行器结构12的一部分中所包括的开口中。在所展示的示例中，销15的第二端被接纳在包括插座16的凹部内。在一些示例中，当接头1处于如图1所示的标称构型时，插座16的深度足够大而使得在插座的基部(在图1中不可见)与销15的第二端之间存在间隙。这样允许销15相对于第二飞行器结构11沿着轴线X向前运动。在其他示例中，销15的位置相对于第二飞行器结构11固定，在这种情况下，销15的第二端可以呈标称构型(以及接头1的所有其他可能的操作构型)与插座16的基部接触。
插座16可以被配置成在飞行器的运行期间承受预期的由插座16所经受的载荷和相对运动，而不会引致过度的磨损量。销15与第一轴X对准(即销15的长轴平行于第一轴线X)。在一些示例中，销15可以相对于第二飞行器结构12自由地轴向和/或旋转运动。在其他示例中，销15相对于第二飞行器结构12轴向和/或旋转地固定。销15延伸穿过支架13中的开口。
如以上所提及的，凸形的部分球形外支承表面设置在销15的第一端上。在一些示例中，这个外支承表面固定地附接至销15的第一端。例如，可以由从销15的外表面延伸的周向突起形成凸性的部分球形外支承表面。这种突起可以与销15一体形成，或者可以按任何合适的方式固定地附接至销15。
在一些示例(包括图1所示的特定示例)中，在安装在开口中的支承件14中包括凸形的部分球形外支承表面。外支承表面被配置用于与支架13中的开口旋转滑动接触。借助于外支承表面的部分球形的形状，支承件14可以相对于支架13绕任何轴线旋转。阻止支承件14(通过其安装)相对于支架13沿任何轴线平移运动，从而阻止了第一飞行器结构11和第二飞行器结构12在与第一轴线X正交的方向上的任何相对平移运动。
在接头1包括支承件14的一些示例中，销15延伸穿过支承件14中的孔。在这样的示例中，除了部分球形外支承表面之外，支承件14具有内支承表面，该内支承表面限定了销15延伸穿过的孔。内支承表面被配置用于与销15平移滑动接触，使得销能够相对于部分球形外支承表面沿着第一轴线平移。由内支承表面所限定的孔与销15同轴，并且具有与销15基本上相同的直径。销在支承件孔内的紧密配合阻止了销15与支承件14的除轴向平移之外的所有相对运动。在支承件14的标称取向上，由内支承表面所限定的孔的轴线平行于第一轴线X。
可以根据特定应用来选择销15的特定构型和材料。
在其中销被配置成相对于部分球形外支承表面沿着第一轴线平移的一些示例中，接头1进一步包括偏置机构(未示出)，该偏置机构被配置成将销15相对于支架13朝向预定轴向位置偏置。例如，偏置机构可以将销朝向第二飞行器结构12偏置。预定轴向位置可以是销的与图1所示的标称位置相比向前偏移的位置。
在其中包括第一飞行器结构11和第二飞行器结构12的飞行器的运行期间，可能期望的是允许第一飞行器结构和第二飞行器结构在负载下经历与其变形相关联的一定量的相对运动，例如以避免不必要地接头1的负载。在第一飞行器结构11是翼盒并且第二飞行器结构12是发动机安装件吊挂架的示例中，可以预期在飞行期间吊挂架经受一些轴向弯曲。吊挂架的后端与支架13沿X轴线分离以及吊挂架的后端与支架13之间的角度将会由于这种弯曲而改变。通过销15在支承件14内轴向滑动(在销被配置成相对于部分球形外支承表面沿着第一轴线平移的示例中)和/或通过销15在插座16内轴向滑动(在销被配置成相对于第二飞行器结构沿着第一轴线平移的示例中)来适应在分离方面的改变。通过凸形的部分球形外支承表面相对于支架13旋转来适应角度的改变。
图2a和图2b示出了根据本发明的用于将第一飞行器结构21连接至第二飞行器结构22的示例接头2，其中接头2的销25被配置成相对于设置在销25上的凸形的部分球形外支承表面沿着轴线X平移。在这个示例中，在支承件24中包括凸形的部分球形外支承表面，该支承件安装在支架23中的开口中，该支架固定地附接至第一飞行器结构。支承件24进一步包括呈与轴线X对准(至少在支承件24的标称取向上，如图2a和图2b所示)的孔的形式的内支承表面。销25的后向端延伸穿过支承件24中的孔。支承件24的内支承表面被配置用于与销25的表面滑动接触，使得销25相对于支承件24自由地平移运动。示例接头2的部件可以具有上述示例接头1的相应部件的任何特征。
在所展示的示例中，销25的前向端通过任何合适的机构固定地附接至第二飞行器结构22，使得阻止了销25与第二飞行器结构22的相对运动。然而，其中销25的前向端被配置成相对于第二飞行器结构22平移的其他示例也是可能的。例如，销25的前向端可以被接纳在第二飞行器结构22中的开口或凹部中，如示例接头1的情况。可能有利的是将根据本发明的接头配置成使得销能够相对于凸形的部分球形外支承表面(并且因此相对于第一飞行器结构)和相对于第二飞行器结构两者沿着轴线X平移，因为两个滑动连接都卡住的风险非常低。如果滑动连接中只有一个被卡住，接头仍能工作。在其中销25被配置成相对于凸形的部分球形外支承表面和相对于第二飞行器结构22平移的一些示例中，接头2可以另外包括偏置机构，该偏置机构被配置成使销相对于支架23朝向预定轴向位置偏置。以下将参照图4a和图4b更详细地说明这种偏置机构的操作。
图2a示出了处于第一操作构型的接头2，在该第一操作构型中第二飞行器结构22的后端与支架23之间的间距d具有第一值d1，该第一值小于接头2的标称构型中的值d。图2b示出了处于第二操作构型的接头2，在该第二操作构型中第二飞行器结构22的后端与支架23之间的间距具有第二值d2，该第二值大于接头2的标称构型中的值d。在接头2的操作期间，接头2可以经历第一操作构型和第二操作构型中的任一者或两者。另外，在操作期间，接头2可以经历d值在d1与d2之间的任何中间构型。
图3a和图3b以及图2a和图2b示出了根据本发明的用于将第一飞行器结构31连接至第二飞行器结构32的示例接头3，其中接头3的销35被配置成相对于第二飞行器结构32沿着轴线X平移。在这个示例中，在周向突起34中包括凸形的部分球形外支承表面，该周向突起在销35的后向端处与销35一体形成。周向突起34被接纳在支架33中所形成的开口内，该开口与轴线X对准。由于突起34的凸形的部分球形外支承表面与开口的内表面之间接合，阻止了销35相对于支架33平移，该开口的内表面是凹形的部分球形的并且具有与突起34的外支承表面基本上相同的曲率。
销35的前向端被接纳在设在第二飞行器结构32的朝后的表面中的凹部内。凹部的深度至少与预期在接头3操作期间发生的相对于第二飞行器结构32沿着销35的轴线X运动的最大量一样大。凹部的内表面包括支承表面，并且被配置成有助于销35与凹槽的相对运动。例如，凹部的内表面可以包括低摩擦且耐磨的材料。在所展示的示例中，凹部衬有插座36，该插座由与第二飞行器结构32不同的材料形成。示例接头3的部件可以具有上述示例接头1的相应部件的任何特征。
图3a示出了处于第一操作构型的接头3，在该第一操作构型中第二飞行器结构32的后端与支架33之间的间距d具有第一值d1，该第一值小于接头3的标称构型中的值d。第一操作构型表示d的最小可能值，因为在这个构型中，销35的前向端与凹部的基部邻接。图3b示出了处于第二操作构型的接头3，在该第二操作构型中第二飞行器结构32的后端与支架33之间的间距具有第二值d2，该第二值大于接头3的标称构型中的值d。在第二操作构型中，在销35的前向端与凹部的基部之间存在间隙38。在接头3的操作期间，接头3可以经历第一操作构型和第二操作构型中的任一者或两者。另外，在操作期间接头3可以经历值d在d1与d2之间的任何中间构型。
图4a和图4b示出了根据本发明的特定示例接头4，所述接头将呈翼盒41形式的第一飞行器结构连接至呈发动机安装件吊挂架42的后端的形式的第二飞行器结构。接头4包括支架43、支承件44以及销45，这些部件具有与上述示例接头1的相应部件相同的总体特征。为接头4定义了第一轴线X，该第一轴线具有与上述示例接头1、2和3的第一轴线相同的特征。接头4还包括多个不同的特定特征，这些特征使得该接头特别适合于用作发动机安装件吊挂架APU，如以下将要描述的。
通过销45的前向端被接纳在设在吊挂架42的后表面上的凹部(或插座)46中，将销45安装在发动机安装件吊挂架42的后端上。销45相对于插座46自由地轴向和旋转运动。这种安装布置的优点在于，为了将销45安装在吊挂架42上，不需要进入吊挂架结构的内部，因此在已经将吊挂架结构完全封闭并装备系统之后，可以在飞行器的最终组装期间将吊挂架联结至机翼的阶段完成销45的安装。
销45的轴向运动受到偏置机构47的限制，该偏置机构的作用是使销45偏置成与插座46接合。在所展示的示例中，偏置机构包括膜片弹簧，该膜片弹簧安装在支架43上而使得其在销45的后端上施加轴向偏置力。在其他示例中，不同类型的弹簧或弹性部件可以用作偏置机构。偏置机构47允许销45在孔44内进行与翼盒41和吊挂架42的相对位移相关联的轴向位移，同时确保销45保持嵌入在插座46中。由此使接头4更加坚固，因为销45与插座46的相对运动最小化或被阻止，这样避免或使销45和插座46异常磨损的风险最小化。
支架43、销45和插座46都被设计为是具有失效保护的。具体地，支架43包括以“背靠背”布置联结在一起的两个配件。每个配件都能够单独地应对预期在其中包括接头4的飞行器的运行期间支架43所经受的载荷。销45包括嵌套在主销元件45a内的副销元件45b。主销元件45a和副销元件45b中的每一者都能够单独地应对预期在飞行器运行期间销45所经受的载荷。同样地，插座46包括嵌套在副插座元件46b内的主插座元件46a。主插座元件46a和副插座元件46b中的每一者都能够单独地应对预期在飞行器运行期间插座46所经受的载荷。因此，在主销元件45a和主插座元件46a中的一者或两者和/或包括支架43的配件中的一个配件失效的情况下，接头4的功能将会保持基本上不受影响。
为了通过接头4将发动机安装件吊挂架42的后端附接至翼盒41，将吊挂架42(例如使用夹具)相对于翼盒41布置在标称位置。将插座46预先安装在吊挂架42上，并且将支架43(包括支承件44)预先安装在翼盒41上。然后将销45插入穿过支承件44中的孔并进入插座46中。然后将膜片弹簧47固定至支架43，使得该膜片弹簧推动销45的后端。应当理解的是，这个过程不需要进入吊挂架42或翼盒41的内部。
图5示出了根据本发明的另一特定示例接头5。类似于示例接头4，示例接头5用于将呈翼盒51形式的第一飞行器结构连接至呈发动机安装件吊挂架52的后端的形式的第二飞行器结构。接头5包括支架53、支承件54a、54b以及销55。除非另有明确说明，否则接头5的部件可以被假定为具有与接头4的相应部件相同的特征。接头5包括多种不同的特定特征，这些特征使得该接头特别适合于用作发动机安装件吊挂架APU，并且提供了示例接头4的替代性方案。示例接头5能够处理比示例接头4更高的载荷，从而使得该接头尤其适合于更大的飞行器。
通过销55的前向端被接纳在设在吊挂架52后表面上的凹部中，将销55安装在发动机安装件吊挂架52的后端上。由吊挂架52的后表面中的凹陷与设在吊挂架52的后表面上的与该凹陷同轴的插座56的组合来形成凹部。销55相对于凹部自由地轴向和旋转运动。如同接头4一样，为了将销55安装在吊挂架52上，不需要进入吊挂架结构的内部。
支承件54a、54b包括凸形的部分球形内支承件元件54a，其提供了接头5的凸形的部分球形外支承表面。内支承件元件54a固定地附接至销55的后向端，使得阻止了内支承件元件54a与销55的沿着轴线X的相对平移。支承件54b进一步包括外支承件元件54b，该外支承件元件固定地安装在支架53中的开口中。外支承件元件54b具有凹形的部分球形内支承表面，该内支承表面被配置用于与内支承件元件54a的凸形的部分球形外支承表面旋转滑动接触。由箭头59展示了由支承件54a、54b促进的销55的旋转运动。
支架53、销55和插座56以与示例接头4的相应部件基本上相同的方式全部被设计成是具有失效保护的。类似于销45，销55包括嵌套在主销元件55a内的副销元件55b。然而，在示例接头5中，主销元件55a包括附加特征，该附加特征被配置成将支承件54a、54b保持在销55上、并且阻止了支承件54a、54b相对于销55的任何轴向运动。
具体地，主销元件55a的后向端包括周向突起57。突起57的前向表面与内支承件元件54a的后向表面邻接，并且因此阻止内支承件元件54a相对于销55向后运动。突起57的后向表面是部分球形的，并且具有与内支承件元件54a的凸形的部分球形外支承表面相同的曲率。实际上，突起的后向表面形成了凸形的部分球形外支承表面的延续部。这样确保销55相对于支架53的旋转运动不受突起57的阻碍。通过挡圈螺母58来阻止内支承件元件54相对于销55的前向运动，该挡圈螺母固定地附接至外支承件元件54b并且用于使突起57保持抵靠内支承件元件54a的后向表面。挡圈螺母58具有部分球形内表面，该部分球形内表面与突起57的部分球形后向表面邻接，以允许销55与挡圈螺母58相对枢转。由挡圈螺母58施加的夹紧力足够低，使得突起57与保持环螺母58的相对旋转容易发生。
为了通过接头5将发动机安装件吊挂架52的后端附接至翼盒51，将吊挂架52(例如使用夹具)相对于翼盒51布置在标称位置。插座56预先安装在吊挂架52上，支架53(包括支承件54a、54b两个元件)预先安装在翼盒51上。然后将销55插入穿过内支承件元件54a中的孔并且进入插座56中，直到突起57的前向表面与内支承件元件54a的后向表面邻接。此时，在销55的前向端与第二飞行器结构52中的凹部的基部之间存在宽度为d的间隙。然后，销55相对于支承件54a、54b(并且因此相对于支架53和第一飞行器结构51)的轴向位置通过将挡圈螺母58附接至外支承件元件54b来固定，使得突起57保持在挡圈螺母58与内支承件元件54a之间。应当理解的是，这个过程不需要进入吊挂架52或翼盒51的内部。
图6示出了包括根据本发明的一个或多个接头的示例飞行器60。具体地，飞行器60包括机翼601，发动机安装件吊挂架602附接至该机翼。超高涵道比(UHBR)发动机603安装在发动机安装件吊挂架602上。发动机安装件吊挂架602紧密联接至机翼601。发动机安装件吊挂架602的后端通过根据本发明的示例接头(例如上述任何示例接头)附接至机翼601的翼盒。飞行器60还包括另外的机翼、发动机安装件吊挂架以及UHBR发动机。另外的机翼和发动机安装件吊挂架可以用与机翼601和吊挂架602相同的方式连接。
飞行器60还可以包括根据本发明的一个或多个另外的接头，这些接头可以将除了吊挂架和机翼之外的飞行器结构连接在一起。实际上，根据本发明的接头可以特别适用于期望在两个结构之间形成紧密联接的任何应用，其中期望允许在所连接的结构之间进行某些类型的相对运动。
图7更详细地示出了机翼601与吊挂架602之间的联接件。可以看出，在这个特定示例中，发动机安装件吊挂架602的后端通过示例接头6附接至机翼601，该示例接头可以与图4a-b的示例接头4或图5的示例接头5相同。已经从图4中省略了安装在吊挂架602上的发动机，使得可以更清楚地看到吊挂架602。图7还示出了吊挂架602与机翼601之间的前向联接件。在这个特定示例中，前向联接件具有与在PCT/EP 2018/058960中所披露的前向联接件相同的总体设计。然而，并非所有示例都是如此。从图7可以看出，发动机安装件吊挂架602的上表面与翼盒601的下表面之间的竖直间隔非常小。
尽管以上已经参考一个或多个优选实例或实施例描述了本发明，但应了解的是，在不脱离本发明的如所附权利要求限定的范围的情况下，可以进行各种改变或修改。
在前面的描述中已使用术语“或”的情况下，除非另有明确说明，否则此术语应当被理解为意指“和/或”。

Claims (18)

1.一种接头，所述接头用于将第一飞行器结构连接至第二飞行器结构，使得允许所述第一飞行器结构和所述第二飞行器结构沿着第一轴线进行相对旋转运动和相对平移运动、同时基本上阻止了所述第一飞行器结构和所述第二飞行器结构沿着与所述第一轴线正交的轴线的相对平移运动，所述接头包括：
在所述第一飞行器结构上的支架，所述支架具有与所述第一轴线对准的开口；
与所述第一轴线对准的销，所述销的第一端被接纳在所述开口内，并且所述销的第二端与所述第二飞行器结构接合；以及
凸形的部分球形外支承表面，所述凸形的部分球形外支承表面设置在所述销的第一端上、并且被配置用于与设置在所述开口中的凹形的部分球形支承表面旋转滑动接触；
其中，所述销被配置成相对于所述部分球形外支承表面和/或相对于所述第二飞行器结构沿着所述第一轴线平移。
2.根据权利要求1所述的接头，其中，所述第一轴线基本上与其中包括所述接头的飞行器的预期行进方向对准。
3.根据权利要求2所述的接头，其中，在其中包括所述接头的飞行器的运行期间由所述接头应对主要载荷沿着基本上与所述第一轴线垂直的方向起作用。
4.根据权利要求3所述的接头，其中，在其中包括所述接头的飞行器的运行期间由所述接头应对的主要载荷沿着竖直方向起作用。
5.根据前述权利要求中任一项所述的接头，其中，所述孔的轴线与所述第一轴线对准。
6.根据权利要求1至4中任一项所述的接头，其中，所述销包括嵌套在主销元件内的副销元件，并且其中，所述主销元件和所述副销元件中的每一者能够单独地应对预期在其中包括所述接头的飞行器的运行期间所述销所经受的载荷。
7.根据权利要求1至4中任一项所述的接头，其中，所述凸形的部分球形外支承表面与所述凹形的部分球形支承表面之间的接合基本上阻止了所述凸形的部分球形外支承表面相对于所述凹形的部分球形支承表面的平移运动。
8.根据权利要求1至4中任一项所述的接头，其中，通过所述销的第二端被接纳在设在所述第二飞行器结构的外表面中的凹部中，使所述销的第二端与所述第二飞行器结构接合。
9.根据权利要求8所述的接头，其中，所述销的第二端被配置用于相对于所述凹部进行轴向滑动运动。
10.根据权利要求1至4中任一项所述的接头，其中，在安装在所述开口中的支承件中包括所述凸形的部分球形外支承表面，所述支承件进一步包括内支承表面，所述内支承表面限定了所述销延伸穿过的孔并且被配置用于与所述销平移滑动接触。
11.根据权利要求10所述的接头，其中，所述接头包括偏置机构，所述偏置机构被配置成将所述销相对于所述支架朝向预定轴向位置偏置。
12.根据权利要求11所述的接头，其中，所述偏置机构包括安装在所述支架上的膜片弹簧。
13.根据权利要求9所述的接头，其中，所述凸形的部分球形外支承表面固定地附接至所述销的第一端，使得基本上阻止了所述销相对于所述第一飞行器结构沿着所述第一轴线的平移。
14.根据权利要求1至4中任一项所述的接头，其中，所述第一飞行器结构是发动机安装件吊挂架并且所述第二结构是翼盒，并且其中，所述接头被配置成将所述发动机安装件吊挂架的后端连接至所述翼盒。
15.一种飞行器，所述飞行器包括第一飞行器结构，所述第一飞行器结构通过根据权利要求1至4中任一项所述的接头连接至第二飞行器结构。
16.根据权利要求15所述的飞行器，其中，所述第一飞行器结构是发动机安装件吊挂架，并且所述第二飞行器结构是翼盒。
17.根据权利要求16所述的飞行器，其中，所述发动机安装件吊挂架和所述翼盒是紧密联接的。
18.根据权利要求16或权利要求17所述的飞行器，进一步包括安装在所述发动机安装件吊挂架上的超高涵道比发动机。
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Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CH717386A1 (de) * 2020-05-06 2021-11-15 Kopter Group Ag Lösbare Verbindung zwischen einem Blattsteuereinheitsarm und einem Blattverstellhebel.
US11697506B2 (en) * 2020-05-15 2023-07-11 General Electric Company Methods and apparatus for gas turbine bending isolation
FR3113033A1 (fr) 2020-07-31 2022-02-04 Airbus Operations (S.A.S.) Assemblage d’un mat avec une aile d’aeronef

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5303880A (en) * 1992-10-28 1994-04-19 General Electric Company Aircraft engine pin mount
SU1099538A1 (ru) * 1982-03-10 1996-10-20 А.С. Прытков Устройство навески пилона двигателя на крыле
EP1090838A1 (fr) * 1999-10-07 2001-04-11 Snecma Moteurs Suspension à sécurité intégrée pour groupes motopropulseurs d'aéronefs
EP1129942A2 (en) * 2000-02-29 2001-09-05 General Electric Company Aircraft engine mount
US20080296430A1 (en) * 2005-09-05 2008-12-04 Airbus France System For Connecting a Crossbar to an Aircraft Engine Pylon
CN104709468A (zh) * 2013-12-11 2015-06-17 空中客车运营简化股份公司 包括平移安装连接装置的附接支承件的飞行器的机翼部分
CN105083524A (zh) * 2014-05-12 2015-11-25 空客直升机 用于将面板紧固到结构的紧固件装置以及飞行器
CN105564658A (zh) * 2014-10-30 2016-05-11 空中客车运营简化股份公司 飞行器发动机附接装置以及对应的飞行器
GB201710385D0 (en) * 2017-06-29 2017-08-16 Airbus Operations Gmbh Aerofoil structure and method of assembly

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2058239B (en) * 1979-09-11 1983-05-05 Ampep Ltd Bearing assembly
DE4434380C2 (de) * 1994-09-16 1998-03-26 Liebherr Aerospace Gmbh Vorrichtung zur Umwandlung einer Rotations- bzw. Schwenkbewegung in eine Translationsbewegung
US20080181719A1 (en) * 2006-07-28 2008-07-31 Z F Group North American Operations, Inc. Rotating joint
FR2946713B1 (fr) * 2009-06-12 2012-03-23 Skf Aerospace France Ensemble d'articulation mecanique et procede pour assembler un tel ensemble.
US20130233997A1 (en) * 2012-03-12 2013-09-12 United Technologies Corporation Turbine engine case mount
US9091210B2 (en) 2012-04-26 2015-07-28 United Technologies Corporation TEC mount redundant fastening
GB201505247D0 (en) * 2015-03-27 2015-05-13 Short Brothers Plc Dual load path fastener system
FR3047726B1 (fr) * 2016-02-15 2019-05-03 Airbus Operations Mat d'un aeronef
FR3065441B1 (fr) 2017-04-19 2019-07-05 Airbus Operations Ensemble pour aeronef comprenant une structure primaire de mat d'accrochage fixee a un caisson de voilure a l'aide d'une liaison boulonnee
GB2577279A (en) * 2018-09-19 2020-03-25 Airbus Operations Ltd A wing assembly

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1099538A1 (ru) * 1982-03-10 1996-10-20 А.С. Прытков Устройство навески пилона двигателя на крыле
US5303880A (en) * 1992-10-28 1994-04-19 General Electric Company Aircraft engine pin mount
EP1090838A1 (fr) * 1999-10-07 2001-04-11 Snecma Moteurs Suspension à sécurité intégrée pour groupes motopropulseurs d'aéronefs
EP1129942A2 (en) * 2000-02-29 2001-09-05 General Electric Company Aircraft engine mount
DE60104342D1 (de) * 2000-02-29 2004-08-26 Gen Electric Flugzeugtriebwerksaufhängung
US20080296430A1 (en) * 2005-09-05 2008-12-04 Airbus France System For Connecting a Crossbar to an Aircraft Engine Pylon
CN104709468A (zh) * 2013-12-11 2015-06-17 空中客车运营简化股份公司 包括平移安装连接装置的附接支承件的飞行器的机翼部分
CN105083524A (zh) * 2014-05-12 2015-11-25 空客直升机 用于将面板紧固到结构的紧固件装置以及飞行器
CN105564658A (zh) * 2014-10-30 2016-05-11 空中客车运营简化股份公司 飞行器发动机附接装置以及对应的飞行器
GB201710385D0 (en) * 2017-06-29 2017-08-16 Airbus Operations Gmbh Aerofoil structure and method of assembly

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