专利名称：把引擎支杆固定到机翼的系统的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种用于把飞机引擎的支承支杆固定到所述飞机的机翼结构的相应机翼的系统。
背景技术：
已知机翼引擎例如喷气式引擎通过结构支杆连接到飞机的机翼，该支杆完成机翼结构和引擎之间连接界面的功能。因此，提供一合适的固定系统把支杆连接到机翼，同时和本发明系统无关的另一固定系统用于把引擎连接到支杆。
例如，在装备机翼引擎的运输机或其它的飞机上，特别是由组装的纵向部件和肋板生产支杆，从而形成细长构造的刚性盒子，一般具有整体上矩形的渐进横截面。
用于把支杆固定到机翼的系统一般大致位于所述支杆上段部的后半部和所述机翼下侧的相应部分之间，该系统由前连接件、后连接件和中间连接件构成，它们的布置和设计被确定和保证用来有效恢复沿着飞机的三个轴(横向摆动X，俯仰Y，偏航Z)产生的力和力矩。
尤其是，固定系统的前连接件和后连接件由来自支杆上表面的下装配件、相应来自机翼的下侧的上装配件以及连杆构成，该连杆通过铰接轴连接所述装配件，而所述铰接轴在前连接件中沿着飞机的俯仰轴定向以及在后连接件中沿着横向摆动轴定向。就中间连接件而言，其可以包括来自机翼下侧并且啮合在设置在支杆的上表面中的旋转接头中的销钉或轴，销钉/旋转接头组件基本沿着飞机的偏航轴设置。这样，支杆关于机翼的安装由固定系统确定并且需要在支杆和机翼之间的一定的间距用于设置所述连接件。
另外，众所周知飞机制造商寻求减小新型飞机的开发成本。因此，一种研究路线在于将一种相同引擎用于装配多个飞机，例如一种引擎能够既安装在远程飞机上例如四-引擎喷气机也能安装在中程飞机上例如双-引擎喷气机上。然而，制造这种引擎目前很难构思，甚至不可能，这仅仅由尺寸问题提出。特别是，装配大容量飞机的引擎具有较大的径向尺寸(特别是吹风标准)，这个尺寸在任何情况下明显大于装配中程飞机的低-动力引擎的径向尺寸，因此如果大引擎取代低动力引擎安装在中程飞机的支杆上，这些大引擎的下段部将离地面太近，这样将妨碍它的安装。
发明内容
本发明的目的是克服上述的缺点并且涉及一种将引擎支杆固定到飞机的机翼上的系统，这种系统的设计能够增加把支杆和地面隔开的距离，这样在未改变结构支杆的情况下既能够安装大-动力又能够安装中-动力的引擎。
为此，用于将飞机引擎支杆固定到所述飞机的机翼结构的相应机翼上的固定系统，包括前连接件，后连接件和将所述支杆连接到所述机翼的中间连接件，这三个连接件大致沿着所述飞机的各自的俯仰，横向摆动和偏航轴设置，所述后连接件是一单独的连接件并且包括固定到所述支杆的下装配件，固定到所述机翼的上装配件以及至少一个连杆，该连杆通过平行的铰接轴连接所述的下和上装配件是有利的，根据本发明，其特征在于所述后连接件的下装配件具有基本上和所述支杆的所述后横向面相类似的尺寸，在所述支杆的延续部分中，所述下装配件至多基本和所述支杆的上表面平齐。
这样，根据本发明，由于后装配件不再从支杆的上表面突出，这个表面能够尽可能地接近机翼的下侧，由于从支杆到地面的距离的增加，因此较大尺寸的引擎能够安装在支杆之下。例如，开始装配有给定功率引擎的飞机，借助把支杆固定到机翼结构的系统，能够容纳更大功率的引擎，尽管这些引擎尺寸增加。这个优点很明显和操作成本有关。此外，这还使得支杆/机翼连接更加紧凑，从而它不仅获得机械方面的好处还获得气动方面的好处。
同样，通过尽可能地靠近机翼的支杆，能够用更现代的大吹风的引擎补充装配老式-发动引擎的普通的飞机。
应当指出所述的下装配件延伸并且完全覆盖支杆的后横向面以形成它的整体部件。
根据优选的实施例，后连接件的所述下装配件是固定到支杆的后横向面的整体部件并且具有用于通过平行于飞机的横向摆动轴的所述铰接轴接收所述连杆的支座形式。
在变化的实施例中，所述下装配件可以由并列设置的两个基本相同的部件构成并且支承平行于所述横向摆动轴的所述铰接轴，所述连杆围绕该铰接轴安装。
另外，所述下装配件可以限定支杆的所述后表面并且形成它的结构的整体部分。
就后连接件的所述上装配件而言，也是U-形整体部件，它的底座固定到所述机翼的下侧。
由于安全的原因，所述后连接件包括两个相同的连杆，这两个连杆是彼此重叠并且通过所述铰接轴连接所述下和上装配件。
优选的，所述连杆具有至少二等边三角形板的形状，改板的底座关于两个平行销铰接在下装配件上，而在相反的顶点所述底座关于平行于其它的两个销的一个单独销铰接在上装配件上。
在变化的实施例中，所述三角连杆的底座关于两个平行销铰接在上装配件上，而在相反的顶点所述底座关于平行于其它的两个销的一个单独销铰接在上装配件上。这样的布置能够减小支杆箱的宽度，进而提高推进系统的气动效果。
优选的，所述后连接件的任一铰接轴是成对的并且包括中空的外销，在该销内部是同心设置的内销，任一种销的两个销把连杆连接到相应的装配件。
然而，当所述的下装配件由两个相同的部件构成，下装配件的所述铰接轴由两个纵向的半-销构成，这两个半-销从所述部件突出，当所述部件并列设置时，两个半销形成所述铰接轴。
此外，又是为了安全，在所述上装配件的任一侧上设置加强支架，这些支架在所述装配件上重叠。
附加的附图中的描述将更清楚地解释如何执行本发明。在这些附图中。相同的附图标记指相似的部件。
图1是借助于本发明的固定系统的连接各自机翼的飞机引擎支杆的纵向示意平面图；图2是示出带有和所述固定系统相连的装配件的所述支杆的通用结构的示意透视图；图3是在图1中描述的固定系统的后连接件的侧面放大的部分截面图；
图4是所述后连接件的后透视图；图5示意示出与现有技术中的后连接件相比通过本发明后连接件的设计获得的高度；和图6和7分别是所述后连接件的变化实施例的侧视图和后视图。
具体实施例方式
在图1和2中描述的支杆1提供飞机的机翼2和引擎3之间的连接界面。它在结构上包括纵向的部件，板，肋板等1A构成，它们在该领域中通常由合适的装置连接并且形成一个基本平行于飞机的纵向横向摆动轴X(在图2中标记)的粗略的平行六面体形状的刚性细长箱子。当然，流线形外壳1B封闭支杆1以提供机翼2和引擎3之间的气动连续。
如图1所示，支杆的大致后半部1C位于机翼2之下，其相应的后上表面1D通过固定系统4固定到机翼的的下侧2A。就支杆的前半部1E而言，其还用不同于本发明的固定系统的固定系统5支撑引擎3，该系统5用连接点5A表示并且允许支杆的前下表面1F和引擎3的相应的结构部分之间连接。
把支杆1固定到机翼2的固定系统4通常包括前连接件6，单独的后连接件7以及中间连接件8。
简单扼要地，前连接件6基本位于支杆的上表面1D的中心并且实际上成对的，因为该连接件由来自于所述箱并且从它的上表面突出的(图1和2)的两组相同的对齐装配件10和来自机翼(图1)下侧的装配件11构成，这些装配件由围绕各自轴14重叠的扁平连杆12连接在一起。这些轴14横向于支杆1的细长的箱子延伸，也就是说它们基本平行于飞机的俯仰轴Y延伸。用于该系统的中间连接件8在支杆的对称的纵向中心平面中位于前连接件6之后并且由从机翼的下面突出的销钉或轴15构成，其固定到机翼下面并且啮合在相应设置在支杆的上表面1D的旋转接头16中。这个销钉/旋转接头基本沿着飞机的偏航轴Z垂直设置。
就后连接件7而言，它包括一固定到支杆的下装配件17，两个相同的重叠的扁平连杆19和固定到机翼下侧的上装配件18。平行连接轴20把连杆19的末端连接到各自的装配件17，18并且基本沿着飞机的横向摆动轴X延伸。沿着轴X，Y和Z的连接件6，7和8的这样的设置能够恢复产生在三维空间中的力和力矩并且提供最佳的支杆/机翼连接。
根据本发明，支杆1的后连接件7的下装配件17位于支杆的后横向面1G上，在支杆的延续部分中，从而下装配件17没有超过支杆的上表面1D，特别是如图1和2所示。
在图1-4中的优选的实施例中，下装配件17是类似于支座21的U-形横截面的整体的结构部件，其侧边22，23中的一个22在支杆的最后的横向结构肋板1A1上连接到支杆的后部，所述连杆在支座的所述侧之间啮合。更特别的是，相应于一刚性板的支座的侧边22具有基本类似于所述支杆的肋板的后横向面1G的尺寸，因此装配件优选通过内接在它的横向表面中延伸支杆。
当然，装配件17通过任何合适的本身已知的装置固定到所述支杆最后的结构肋板1A1上。
相似的，下装配件18还是相应于U-形横截面的支座24的整体结构部件，它的底座25通过任何合适的装置固定地连接到机翼的下侧面2A的结构。
如图3和4所示，两个相同连杆19本身为等腰或等边三角形，在这个实施例中，两个铰接轴20把重叠的连杆连接到下装配件17，一个铰接轴20把这些连杆连接到上装配件18。这样，两组平行的两个对齐的通孔26设置在重叠的连杆19的底座中，而平行于通孔26的仅有一组两个通孔27形成在三角形连杆的相反的顶点中。连杆啮合在下装配件17和上装配件18的U-形支座21和24中并且分别通过两个铰接轴20和一个铰接轴20与U形支座连接在一起，所述两个铰接轴穿过形成在连杆中的通孔26还穿过设置在下支座21和33的侧边22，23中的通孔28，下支座设置在最后的肋板1A1中，所述一个铰接轴穿过通孔27并且穿过设置在上支座24的侧边30中的通孔29。
另外，从图3中可以看出铰接轴20是成对的，也就是说为了安全起见铰接轴由一个设置在另一个内部的两个同心环状轴限定，这两个环状轴分别为内轴20A和外轴20B，它们与两个重叠的连杆19相类似。同样的，两个加强角铁31分别设置在上装配件18的两侧上，即，安装在带有U形支座的对应的铰接轴20上并且支承在外部分32上，该外部分沿着所述U形支座的底座25延伸。
此外，能够看出轴20沿轴向固定到位。为了这个目的，该轴的端部之一终止在外环形肩34A和34B，一方面外环形肩一个支承另一个，另一方面支承在支杆的横向肋板1A1的内表面上，一些被止动的螺母35设置在它们的末端以便一方面使内轴20A和外轴20B彼此相对平移固定，另一方面使外轴20B相对下装配件17平移固定。通过这种安装，所述轴20有助于把下装配件固定到支杆。
此外，为了使相应的下和上装配件彼此之间具有一定的自由度，带回转接头36的铰接借助于相应的通孔26，27安装在外轴20B和重叠的连杆19之间。
本发明的优点参照图5更清楚。
图5的左手部分示意表示本发明固定系统的后连接件7’，其把支杆1’的后上纵向部件1A’连接到机翼的下侧2A’。这样后连接件的下装配件17’被固定到支杆的纵向部件的上表面1D’。
另外，根据在图5的右手部分表示的本发明，所述系统的下装配件17在纵向部件的上表面1D处之下连接到支杆的最后的肋板1A1的后横向面或后部1G，从而作为铰接轴20之间(和相同的连杆)之间的中心距，使得支杆1靠近机翼2距离D，并且因此提高支杆和地面之间的可得到的间距，因此具有较大径向尺寸的较大功率的引擎能够由相同的固定系统4安装在机翼的下面。
图1也示出，带有现有固定系统的实际支杆1’的位置由点划线TM表示。可以看出在支杆1末端设置的后连接件7能够使得这个支杆更靠近机翼结构并允许节省间距D。
在图6和7中的后连接7的变化的实施例中，下装配件17由两块相同的板形件17A，17B构成，限定出了并列设置的整体安全性的半装配部件。在该变化实施例中，这些半-装配部件17A，17B和支杆形成一整体并且构成支杆最后的横向肋板。
一些纵向于半环形横截面的半轴20C，20D从这两个半-装配件垂直突出的并且在图3的后面是纵向的，当安装两个半-装配件时，所述半轴限定一个具有与前述铰接轴相同功能的环形横截面的实心轴20。轴20可以为半-装配件的部件，如在变化实施例中所述的，或以类似于图3中的轴的安装的方式连接到半-装配部件17A，17B。这样，在变化实施例中，两个重叠的三角形连杆19通过半-装配件(代替前述实施例中的两个轴)的所述轴20连接到下装配件并且通过两个轴20(代替一个轴)连接到上装配件。后连接件7因此通过两个轴连接到机翼结构的下侧并且通过一个轴连接到引擎的支杆。
此外，尤其是从图6可以看出一个环37围绕在半-装配件17A，17B和连杆19之间的两个半轴20C，20D设置，从而允许沿着轴20在深度上支撑和调节也围绕半轴安装的旋转接头36。
当然，在变化的实施例中，连接件7的上装配件18和带旋转接头和螺母的与连接件7相连的两个轴与前述实施例中的设计是一样的。
在图6和7中示出的后连接件的变化的实施例提供了与上述相同的优点，特别是支杆1通过在支杆末端的后连接件的下装配件17的设置靠近机翼2。
权利要求
1.将飞机引擎支杆固定到所述飞机的机翼结构的相应的机翼的系统，其包括前连接件(6)，后连接件(7)和把所述支杆(1)连接到所述机翼(2)的中间连接件(8)，这三个连接件基本沿着所述飞机的相应的俯仰，横向摆动和偏航轴设置，所述后连接件(7)是单独的并且包括固定到所述支杆的下装配件(17)，固定到所述机翼的上装配件(18)，以及至少一个连杆(19)，该连杆通过平行的铰接轴(20)连接所述的下和上装配件，其特征在于所述后连接件(7)的下装配件(17)具有基本上和所述支杆的所述后横向表面(1G)类似的尺寸，在所述支杆的延续部分中，所述下装配件(17)至多基本和所述支杆的上表面平齐。
2.如权利要求1所述的系统，其特征在于所述后连接件的所述下装配件(17)是固定到支杆的后横向表面(1G)的整体部件，具有用于通过和飞机的横向摆动轴平行的所述铰接轴(20)接收所述连杆(19)的支座(21)形式。
3.如权利要求1所述的系统，其特征在于所述下装配件(17)包括并列设置的两个基本相同的部件(17A，17B)，它们支承平行于横向摆动轴的所述铰接轴(20)，所述连杆(19)围绕该轴(20)安装。
4.如权利要求2或3所述的系统，其特征在于所述下装配件(17)限定所述支杆(1)的所述后表面。
5.如权利要求1-4中任一所述的系统，其特征在于所述后连接件的所述上装配件(18)是U-形的整体部件(24)，它的底座(25)固定到所述机翼的下侧(2A)。
6.如权利要求1-5中任一所述的系统，其特征在于所述后连接件(7)包括两个相同的连杆(19)，这两个连杆是重叠而又互相支承并且通过所述铰接轴(20)连接所述下装配件(18)和上装配件(17)。
7.如权利要求1-6中任一所述的系统，其特征在于所述连杆(19)具有至少等腰三角形板的形状，该板的底座围绕两个平行轴(20)铰接在下装配件(17)上，而与所述底座相对的顶点围绕平行于另两个顶点的唯一轴(20)铰接在上装配件(18)上。
8.如权利要求1-6中任一所述的系统，其特征在于所述连杆(19)具有至少等腰三角形板的形状，该板的底座围绕两个平行轴(20)铰接在上装配件(18)上，而与所述底座相对的顶点围绕平行于另两个顶点的唯一轴(20)铰接在下装配件(17)上。
9.如权利要求1-8中任一所述的系统，其特征在于所述后连接件(7)的任一铰接轴(20)是成对的并且包括中空的外轴(20B)，在该外轴内部是同心设置的内轴(20A)，每个铰接的两个轴(20A，20B)把连杆(19)连接到相应的装配件(17，18)上。
10.如权利要求3所述的系统，其特征在于所述下装配件(17)的所述铰接轴(20)由两个纵向的半轴(20C，20D)构成，这两个半轴分别从所述部件突出，当所述部件并列设置时，所述半轴形成所述铰接轴(20)。
11.如权利要求1-8中任一所述的系统，其特征在于在所述上装配件(18)的两侧上设置加强角铁(31)，这些角铁在所述装配件上重叠。
全文摘要
本发明的固定系统包括前连接件(6)，后连接件(7)和把支杆(1)连接到机翼(2)的中间连接件(8)，其中后连接件(7)的下装配件(17)在所述支杆的延续部分上固定连接到所述支杆的横向后表面(1G)，所述下装配件(17)基本和支杆的顶面平齐。
文档编号B64D27/26GK101061034SQ200580039932
公开日2007年10月24日 申请日期2005年11月17日 优先权日2004年11月23日
发明者O·卡扎尔斯 申请人:法国空中巴士公司