CN111422365A - 飞行器发动机附接件、安装发动机附接件的方法和飞行器 - Google Patents

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Abstract

本发明的主题是一种连接附接件主体(56)和飞行器吊挂架的主结构的飞行器发动机附接件、安装发动机附接件的方法和飞行器，所述发动机附接件包括通过以下方式而在平移意义上固定不动的剪切销(72)：‑第一固定系统，所述第一固定系统包括与所述主结构(50)成一体的肩部(90)和可移除止动件(92)，所述剪切销(72)的凸缘(80)被在所述肩部与所述可移除止动件之间固定不动，以及‑第二固定系统，所述第二固定系统包括止动板(96)，所述止动板通过至少一个可移除链接件(98)连接至所述主结构(50)，所述止动板至少部分地封闭所述第一孔(82)。

Description

飞行器发动机附接件、安装发动机附接件的方法和飞行器
技术领域
本申请涉及一种包括用于使剪切销在平移意义上固定不动的、包括止动板的至少一个系统的飞行器发动机附接件，涉及一种用于安装所述发动机附接件的系统，并且还涉及包括所述发动机附接件的飞行器。
背景技术
根据在图1和2中可以看到的一种构型，飞行器10包括定位在飞行器10的机翼14下方的多个发动机单元12。
发动机单元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，该吊挂架形成发动机16与飞行器10的剩余部分(尤其是机翼14)之间的链接。
吊挂架18包括主结构20，该主结构通过前部发动机附接件22、后部发动机附接件24、以及传递推力的一对推力杆26连接至发动机16。
根据图3中可见的一个实施例，前部发动机附接件22包括连接至吊挂架18的附接件主体28，该附接件主体具有布置在吊挂架18两侧上的两个U形夹30、并且具有两个连接杆32，这两个连接杆各自将附接件主体28的U形夹30中的一个U形夹连接至与发动机16成一体的U形夹34。每个连接杆32通过第一铰接销36连接至附接件主体28的U形夹30中的一个U形夹，并且通过第二铰接销38连接至发动机16的U形夹34中的一个U形夹。
根据文件FR 2891245中展示的一个实施例，主结构20具有在前部处的两个固定凸耳40，这两个固定凸耳在主结构20的两侧上延伸、并且提供接触面，附接件主体28的接触面抵靠该接触面放置。前部发动机附接件22包括主结构20与附接件主体28之间的链接件，对于每个固定凸耳40，该链接件包括穿过固定凸耳40和附接件主体28的多个螺栓42，并且还有至少一个剪切销44，该至少一个剪切销被容纳成跨过形成在固定凸耳40中的第一孔和形成在附接件主体28中的第二孔。根据这个文件，在安装时，剪切销从每个固定凸耳40插入。
在操作期间，每个剪切销44必须在第一孔和第二孔中在平移意义上固定不动。
根据一个实施例，每个剪切销44包括在第一端部处的肩部，该肩部支承抵靠固定凸耳40中的一个固定凸耳。为了防止剪切销44离开，在剪切销44的第二端部处放置可移除止动件。这个实施例要求在固定凸耳40的侧面上存在与第一孔对正的第一凹部以允许剪切销44的插入，以及在附接件主体28的侧面上存在与第二孔对齐的第二凹部以允许放置可移除止动件。事实上，在某些情况下，例如在超高旁通比(UHBR)发动机的情况下，不可能触及附接件主体28的前部。
本发明旨在弥补现有技术缺点中的所有或一些缺点。
发明内容
为此，本发明的主题是一种飞行器发动机附接件，所述飞行器发动机附接件包括附接件主体，所述附接件主体经由附接件主体链接件连接至飞行器吊挂架的主结构，所述附接件主体链接件包括链接元件和至少一个剪切销，所述剪切销包括圆柱形主体和具有比圆柱形主体的直径大的直径的凸缘，所述附接件主体链接件包括用于每个剪切销的、在所述主结构中的第一孔和在所述附接件主体中的第二孔，所述第一孔和所述第二孔被配置成容纳所述剪切销，所述第一孔包括肩部，在操作期间，所述凸缘支承抵靠所述肩部，其方式为使得所述圆柱形主体被定位成跨过所述第一和第二孔。
根据本发明，所述附接件主体链接件包括：
-第一固定系统，所述第一固定系统除了所述肩部之外还包括与所述主结构成一体的可移除止动件，所述第一固定系统被配置成使所述凸缘在所述肩部与所述可移除止动件之间固定不动，以及
-第二固定系统，所述第二固定系统包括止动板，所述止动板通过至少一个可移除链接件连接至所述主结构，所述止动板至少部分地封闭所述第一孔。
因此，可以单独从主结构安装每个剪切销及其固定系统。因此，在附接件主体的前部处，附接件主体与飞行器发动机之间的空间可以非常小。
根据另一特征，所述止动板包括孔口，所述孔口具有比所述凸缘的直径小的直径，当所述止动板连接至所述主结构时，所述孔口被定位成与所述第一孔对正。
根据另一特征，对于每个止动板，所述主结构包括由每个可移除链接件穿过的延伸部。
根据另一特征，所述可移除链接件包括两个固定元件，每个固定元件被容纳在所述止动板和所述延伸部的通道孔中。
根据另一特征，所述止动板除了所述孔口之外还包括凹部。
根据另一特征，所述附接件主体链接件包括用于所述链接元件中的至少一个链接元件的至少一个防旋转系统，每个防旋转系统包括防旋转板、并且还有可移除链接件，所述防旋转板具有贯通孔口，所述贯通孔口具有与所述链接元件的头部的截面互补的截面，使得所述止动板和所述头部相对于彼此在旋转意义上固定不动，所述可移除链接件用于将所述防旋转板连接至所述主结构。
根据另一特征，每个防旋转板连接至所述止动板。
根据另一特征，对于每个防旋转板，所述止动板包括延伸部，所述延伸部具有用于固定元件的通道孔口，所述固定元件连接所述防旋转板和所述止动板。
本发明的进一步的主题是用于安装根据前述特征之一的发动机附接件的方法，所述方法所包括的步骤旨在：
-将所述附接件主体连接至所述飞行器发动机，
-竖直移动所述飞行器发动机，以便将所述飞行器吊挂架的主结构和附接件主体的第一和第二接触面定位成彼此相对，
-放置所述链接元件，
-将每个剪切销插入所述第一孔和第二孔中，直到所述凸缘与所述肩部接触，
-放置所述可移除止动件，以及
-定位止动板，并且将所述止动板连接至所述主结构，以便至少部分地封闭所述第一孔。
本发明的进一步的主题是一种包括根据前述特征之一的发动机附接件的飞行器。
附图说明
其他特征和优点将从本发明的以下描绘中显现，该描绘仅仅是通过举例方式参照附图给出的，在附图中：
[图1]是飞行器的透视图，
[图2]是连接至机翼的推进单元的示意图，该图展示了一个现有技术实施例，
[图3]是飞行器的前部发动机附接件的透视图，该图展示了现有技术实施例，
[图4]是飞行器的处于拆卸状态的前部发动机附接件的透视图，该图展示了本发明的实施例，
[图5]是飞行器的处于组装状态的前部发动机附接件的侧视图，该图展示了本发明的实施例，
[图6]是飞行器的处于组装状态的前部发动机附接件的透视图，该图展示了本发明的实施例，并且
[图7]是可以在图6中看到的前部发动机附接件的一部分的、在图6的线VII-VII上的截面。
具体实施方式
根据图4和图5中展示的一个实施例，飞行器吊挂架的主结构50经由前部发动机附接件54连接至飞行器发动机52。
在本说明书的其余部分中，纵向方向是与飞行器发动机52的旋转轴线平行的方向。竖直纵向平面是穿过飞行器发动机52的旋转轴线的竖直平面。术语“前部”和“后部”指代在操作期间飞行器发动机52内部的空气流的流动方向，空气流从前部流向后部。术语“水平”和“竖直”与飞行器在地面上时的水平方向(与重力加速度的方向垂直)和竖直方向(与重力加速度的方向平行)相对应。
尽管根据对前部发动机附接件的应用进行了描述，但是本发明决不受限于那个应用，并且可以用于其他发动机附接件。
根据一种构型，前部发动机附接件54包括附接件主体56、布置在竖直纵向平面的两侧上的两个连接杆58、并且还有用于每个连接杆58的第一铰接销60至少第二铰接销64，每个连杆将附接件主体56连接至飞行器发动机52，该第一铰接销将连接杆58的第一端部58.1连接至飞行器发动机52的第一U形夹62，该至少第二铰接销将连接杆58的第二端部58.2连接至附接件主体56的第一U形夹66。
主结构50包括至少第一接触面F50，附接件主体56的至少第二接触面F56抵靠该第一接触面放置。第一接触面F50和第二接触面F56被布置在与纵向方向大致垂直的竖直平面中。
前部发动机附接件54包括连接附接件主体56和主结构50的一部分的附接件主体链接件68，使得可以使第一接触面F50和第二接触面F56保持压靠彼此。附接件主体的这个链接件68包括多个链接元件70(诸如螺栓)以及至少一个剪切销72。主结构50的部分可以是附接至主结构50的部件。
根据例如在图4中可见的构型，主结构50包括两个固定凸耳74，这两个固定凸耳具有形成第一接触面F50、并且在主结构50的两侧上在与纵向方向垂直的大致竖直平面中延伸的平坦的面。对于每个固定凸耳74，附接件主体链接件68包括两个链接元件70、70’和剪切销72，链接元件70、70’被布置在剪切销72的上方和下方。
根据图6中可见的实施例，每个链接元件70、70’是螺栓，该螺栓包括具有圆形下部截面76.1和多边形上部截面76.2的头部76。
不再进一步描述附接件主体56、连接杆58、第一和第二铰接销60、64以及链接元件70、70’，因为它们可以与现有技术中的那些相同。
每个剪切销72包括圆柱形主体78，该圆柱形主体具有优选地倒圆的第一“自由”端部78.1和第二端部78.2(与第一端相反)，并且还有被定位在圆柱形主体78的第二端部78.2处的凸缘80。凸缘80具有与圆柱形主体78的轴线垂直的两个平坦的面，以及比圆柱形主体78的直径大的直径D80。
对于每个剪切销72，主结构50包括第一通孔82，该第一通孔具有在第一接触面F50处开口的第一端部和在触及面F50’处开口的第二端部。附接件主体56包括第二通孔84，该第一孔82和第二孔84被配置成容纳剪切销72的圆柱形主体78。
根据第一构型，第一孔82和第二孔84具有与剪切销72的圆柱形主体78的直径D78大致相同(在装配间隙内)的直径。
根据图7中可见的实施例，第一滑动环86被插入在第一孔82与圆柱形主体78之间，和/或第二滑动环88被插入在第二孔84与圆柱形主体78之间。
附接件主体链接件68包括跨过第一孔82和第二孔84的、用于使剪切销72的圆柱形主体78在平移意义上固定不动的系统。
“跨过”被理解为意味着剪切销72的第一部分被定位在第一孔82中，并且剪切销72的第二部分被定位在第二孔84中。
平移意义上的固定系统包括靠近第一孔82的第二端部的肩部90，该肩部形成支承表面，在操作期间凸缘80的面中的一个面抵靠该支承表面。这个肩部90与第一孔82的轴线大致垂直。根据一种构型，第一孔82包括从接触面F50延伸远至肩部90的主要部分82.1和从肩部90延伸远至触及面F50’的扩大部分82.2。扩大部分82.2具有比主要部分82.1的直径和凸缘80的直径D80大的直径，使得该凸缘被容纳在扩大部分82.2中，并且在操作期间抵靠肩部90。
平移意义上的固定系统还包括与主结构50成一体的可移除止动件92，该可移除止动件被配置成使凸缘80在肩部90与可移除止动件92之间固定不动。可移除止动件92与肩部90分隔开的距离大致等于凸缘80的厚度(与剪切销72的圆柱形主体78的轴线平行地所取的尺寸)。在操作期间，凸缘80在肩部90与可移除止动件92之间固定不动。因此，剪切销72在第一孔82和第二孔84中在平移意义上固定不动。肩部90和可移除止动件92形成第一平移意义上的固定系统。
根据实施例，扩大部分82.2包括在与第一孔82的轴线垂直的两个平面之间、并且在第一孔82的整个周边上延伸的凹槽94。这个凹槽94与肩部90分隔开的距离大致等于凸缘80的厚度。作为补充，可移除止动件92是被容纳在凹槽94中的弹性挡圈92.1。
附接件主体链接件68包括用于使剪切销72在平移意义上的固定不动的第二系统。这个第二平移意义上的固定系统包括处于抵靠触及面F50’的止动板96，该止动板通过至少一个可移除链接件98连接至主结构50，该止动板至少部分地封闭第一孔82。
为了减小其质量，止动板96包括与第一孔82对正的孔口100，该孔口具有比凸缘80的直径D80小的直径。在操作期间，当止动板96被固定到主结构时，孔口100与第一孔82同轴。
根据实施例，可移除链接件98包括各自具有螺钉的两个固定元件98.1、98.2。对于每个固定元件98.1、98.2，止动板96具有通道孔口，该通道孔口的直径略大于固定元件98.1、98.2的杆的直径。作为补充，对于每个止动板96，主结构50包括由每个可移除链接件98穿过的延伸部102。因此，延伸部102具有用于每个固定元件98.1、98.2的通道孔。每个固定元件98.1、98.2是螺栓，并且除了螺钉之外还包括螺母。这种构型使得可以将止动板96连接至主结构50，而不需要在主结构50中钻孔。
根据图6中可见的实施例，止动板96除了孔口100之外还包括至少一个凹部104，以减小其质量。
附接件主体链接件68包括用于链接元件70、70’中的至少一个链接元件的至少一个防旋转系统106。根据一种构型，附接件主体链接件68包括用于每个链接元件70、70’的防旋转系统106。根据实施例，防旋转系统106包括防旋转板108并且还有可移除链接件112，该防旋转板具有贯通孔口110，该贯通孔口具有与链接元件70、70’的头部76的上部截面76.2互补的截面，该可移除链接件将该防旋转板直接或间接连接至主结构50。作为补充，应当理解的是，当头部76的上部截面76.2被插入贯通孔口110时，防旋转板108和头部76相对于彼此在旋转意义上固定不动。
例如，可移除链接件112包括在防旋转板108处的长形形式的第一通道孔112.1和固定元件112.2，诸如螺栓。通道孔112.1的长形形式具有与贯通孔口110相同的中心，并且通过容许防旋转板108的微小的角度偏移而使得可以容纳固定元件112.2。
根据图6中可见的实施例，每个防旋转板108连接至止动板96，该止动板本身连接至主结构50。为此目的，对于每个防旋转板108，止动板96包括延伸部114，该延伸部具有用于相应的固定元件112.2的通道孔口。
安装发动机附接件54的方法如下：
在第一阶段，附接件主体56通过连接杆58连接至飞行器发动机52。
接下来，竖直移动飞行器发动机52，以便将第一接触面F50和第二接触面F56定位成面对彼此。将链接元件70、70’的通道孔对齐，例如通过将定心销插入为剪切销设计的第一孔82和第二孔84中。
放置链接元件70、70’。接下来，移除定心销，并且将剪切销72插入到第一孔82和第二孔84中，直到对于剪切销中的每一个剪切销，凸缘80抵靠肩部90。对于每个剪切销72，将弹性挡圈92.1置于第一孔82的扩大部分82.2的凹槽94中。
对于每个链接元件70、70’，防旋转板108被放置在位。接下来，对于每个剪切销72，止动板96被定位，并且然后固定元件98.1、98.2被放置在位，以将止动板96连接至主结构50。最后，每个防旋转板108通过固定元件112.2连接至止动板96。
就拆卸而言，以上步骤以相反的顺序重复。
根据这种组装方法，每个剪切销72及其固定系统仅从触及面F50’放置。因此，在附接件主体56的前部处，附接件主体56和飞行器发动机52之间的空间可以非常小。

Claims (10)

1.一种飞行器发动机附接件，所述飞行器发动机附接件包括附接件主体(56)，所述附接件主体经由附接件主体链接件(68)连接至飞行器吊挂架的主结构(50)，所述附接件主体链接件包括链接元件(70，70’)和至少一个剪切销(72)，所述剪切销包括圆柱形主体(78)和具有比圆柱形主体(78)的直径大的直径(D80)的凸缘(80)，所述附接件主体链接件(68)包括用于每个剪切销(72)的、在所述主结构(50)中的第一孔(82)和在所述附接件主体(56)中的第二孔(84)，所述第一孔和所述第二孔被配置成容纳所述剪切销(72)，所述第一孔(82)包括肩部(90)，在操作期间，所述凸缘(80)支承抵靠所述肩部，其方式为使得所述圆柱形主体(78)被定位成跨过所述第一和第二孔(82，84)，其特征在于，所述附接件主体链接件(68)包括：
-第一固定系统，所述第一固定系统除了所述肩部(90)之外还包括与所述主结构(50)成一体的可移除止动件(92)，所述第一固定系统被配置成使所述凸缘(80)在所述肩部(90)与所述可移除止动件(92)之间固定不动，以及
-第二固定系统，所述第二固定系统包括止动板(96)，所述止动板通过至少一个可移除链接件(98)连接至所述主结构(50)，所述止动板至少部分地封闭所述第一孔(82)。
2.根据权利要求1所述的飞行器发动机附接件，其特征在于，所述止动板(96)包括孔口(100)，所述孔口具有比所述凸缘(80)的直径(D80)小的直径，当所述止动板(96)连接至所述主结构(50)时，所述孔口被定位成与所述第一孔(82)对正。
3.根据前一权利要求所述的飞行器发动机附接件，其特征在于，对于每个止动板(96)，所述主结构(50)包括由每个可移除链接件(98)穿过的延伸部(102)。
4.根据前一权利要求所述的飞行器发动机附接件，其特征在于，所述可移除链接件(98)包括两个固定元件(98.1，98.2)，每个固定元件被容纳在所述止动板(96)和所述延伸部(102)的通道孔中。
5.根据前一权利要求所述的飞行器发动机附接件，其特征在于，所述止动板(96)除了所述孔口(100)之外还包括凹部(104)。
6.根据前述权利要求之一所述的飞行器发动机附接件，其特征在于，所述附接件主体链接件(68)包括用于所述链接元件(70，70’)中的至少一个链接元件的至少一个防旋转系统(106)，每个防旋转系统包括防旋转板(108)、并且还有可移除链接件(112)，所述防旋转板具有贯通孔口(110)，所述贯通孔口具有与所述链接元件(70，70’)的头部(76)的截面(76.2)互补的截面，使得所述止动板(108)和所述头部(76)相对于彼此在旋转意义上固定不动，所述可移除链接件用于将所述防旋转板(108)连接至所述主结构(50)。
7.根据前一权利要求所述的发动机附接件，其特征在于，每个防旋转板(108)被连接至所述止动板(96)。
8.根据前一权利要求所述的发动机附接件，其特征在于，对于每个防旋转板(108)，所述止动板(96)包括延伸部(114)，所述延伸部具有用于固定元件(112.2)的通道孔口，所述固定元件连接所述防旋转板(108)和所述止动板(96)。
9.一种用于安装根据前述权利要求之一所述的发动机附接件的方法，其特征在于，所述方法所包括的步骤旨在：
-将所述附接件主体(56)连接至所述飞行器发动机(52)，
-竖直移动所述飞行器发动机(52)，以便将所述飞行器吊挂架的主结构和附接件主体(56)的第一和第二接触面(F50，F56)定位成彼此相对，
-放置所述链接元件(70，70’)，
-将每个剪切销(72)插入所述第一孔和第二孔(82，84)中，直到所述凸缘(80)与所述肩部(90)接触，
-放置所述可移除止动件(92)，以及
-定位止动板(96)，并且将所述止动板连接至所述主结构(50)，以便至少部分地封闭所述第一孔(82)。
10.一种飞行器，所述飞行器包括根据权利要求1至8之一所述的发动机附接件。
CN202010013759.9A 2019-01-09 2020-01-07 飞行器发动机附接件、安装发动机附接件的方法和飞行器 Active CN111422365B (zh)

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