专利名称：航空器发动机的支架的改进主结构的制作方法
航空器发动机的支架的改进主结构技术领域
通常， 一方面通缘三个联接件即前联接件、后联接件、称为凸头 (spigot)的上联接件进行与机翼的结构连接，而另一方面通过两个联接所述棱锥体使得发动机能够相对于机翼;移:'
本发明的目的在于使前述构造更简单、更轻便，为此本发明主要涉及到航空器发动机的支架的主结构，其特征在于所述主结构包括整体 式的复合板，用以替代金属梁件和金属板，所述复合板包括使纤维按交叉 方向取向的纤维的叠敷层，以便将代替所述的金属梁件和金属板的纵向加 强件和横向加强件的网格结构集成在所述复合板的表层的厚度中。[12本发明允许取消加强件，并且通过将叠敷层(drapage)应用于 在支架结构性元件上输入力的区域以在实施支架时获得更好的灵活性。
[13在阅读后文中按照本发明的一种实施例并参照附图进行的描述 中，将更好地理解本发明的其他特征和优势，所述附图示出 [14图1:按照现有技术的支架的主结构的分解图； [15图2:按照本发明的一结构的分解图； [16图3:图2结构^侧板的侧视图； [171图4A、 4B、 4C:图3的细部； [18图5:按照本发明的板的组装体示意图； [191图6:发动机固定至航空器的机翼的总体图。
具体实施方式
[20借助承载支架将发动机固定在航空器机翼下面。在图6中示意性 示出了这种固定方式，在该图中示出发动机9、发动机的风扇的风道 (car6nage) 19、机翼10、发动机的承载支架的軍11和所述支架的主结 构20。[21在图中加深表示的所述主结构20包括将发动机连接到机翼的联 接件，且其作用是支撑发动机，使发动机牵拉力通过，并避免传递振动。 [221该主结构包括发动机联接点及连接至机翼的联接点。 [23图1中示出按照现有技术的主结构。24图1的主结构由金属制的上梁件2、下梁件4和金属制的侧板1 和3构成。加强框架在箱体内部确保所述结构的刚性。[25仍然按照现有技术，金属梁件配设有纵向加强件13和横向加强 件14。制成的元件是机加工成的复合金属制元件，且整体的质量仍很大。[26按照本发明，航空器发动机9的支架11的主结构包括整体复合 板la、 2a、 3a、 4a,以替代现有技术的主结构的金属梁件1、 2和金属板3、 4。[2刀按照使纤维按交错方向取向的纤维的叠敷层(drapage ) 12制出 符合本发明的复合板，从而将替代金属梁件的纵向加强件13和横向加强件 14的网格结构(maillage)集成在板表层的厚度中。[28图3尤其示出所述结构的与尤其施加在检查口 8a、 8b、 8c处的 力相关的复合侧板la、 3a，这些复合侧板的叠敷层包括在检查口周围的加 强区域15。[29这些复合侧板的叠敷层是一种准各向同性(25/25/25/25 )型的叠 敷层，以确保在板的材料中承受同质力。[30参照图1，航空器的发动机支架的主结构包括将发动机连接到支 架的接头、和将支架连接到航空器的机翼10的接头。[31在现有技术中，这些接头6、 7、 71、 61是由附加在主结构上的 元件构成的。[32按照示出本发明的一特殊实施方式的图2，至少某些接头，尤其 是支架在机翼10上的联接件的接头7a,被集成于复合侧板la、 3a。[33该实施方式向构成主结构的箱体提供更大的附着力，固定力直接 施力口在板上。[34为了实施构成主结构的箱体，至少上梁件2a配设有与侧板la、 3a进行连接的联接凸边16、 17。[35] 这些凸边16、 17朝向结构的外部，使得从箱体的外部能很容易 地固定上板和侧板。此外，该固定方式增加了整体的刚度。[36] 上梁件2a是复合梁件，其由强定向型(50/20/20/10)的叠敷层 形成，从而提供纵向的极犬刚度。[37] 按照本发明的一有利实施方式，所述上梁件2a的叠敷层在力引 入区域18中、尤其是在邻近在侧板内实施的接头的区域中被加强。[38]发动机的前固定由位于棱锥体5a端部的接头实施，该接头即为使支架连接至发动机9的前联接件6的支承件，39才艮据本发明的一有利的实施方式，所述棱锥体的至少梁件由复合 材料制成。40] 本发明并不局限于所示的实施例，尤其是位于支架的主结构和机 翼之间的后固定接头71也能集成于侧板。
权利要求
1.航空器发动机(9)的支架(11)的主结构，其特征在于，所述主结构包括整体式的复合板(1a、2a、3a、4a)，以替代金属梁件(1、2)和金属板(3、4)，所述复合板包括使纤维按交叉方向取向的纤维的叠敷层(12)，以便将网格结构集成在所述复合板的表层的厚度中，所述网格结构代替所述的金属梁件和金属板的纵向加强件(13)和横向加强件(14)。
2. 按照权利要求l所述的航空器发动机的支架的主结构，其特征在于， 所述主结构的侧板(la、 3a)为复合侧板。
3. 按照权利要求2所述的航空器发动机的支架的主结构，包括将所述 发动机连接到所述支架的接头和将所述支架连接到所述航空器的机翼(10 ) 的接头，其特征在于，至少某些接头(7a)被集成于所述复合侧板(la、 3a)。
4. 按照权利要求3所述的航空器发动机的支架的主结构，其特征在于， 集成于所述复合侧板的所述接头(7a )是将所述支架连接在所述机翼(10 ) 上的联接件。
5. 按照权利要求2至4中任一项所述的航空器发动机的支架的主结 构，其特征在于，所述复合侧板包括检查口 (8a、 8b、 8c)，所述复合侧 板的叠敷层在检查口周围具有加强区域(15)。
6. 按照上述权利要求中任一项所述的航空器发动机的支架的主结构， 其特征在于，所述主结构包括至少一复合上梁件(2a),所述复合上梁件 配设有与所述复合侧板(la、 3a)进行连接的联接凸边(16、 17)。
7. 按照权利要求4所述的航空器发动机的支架的主结构，其特征在于， 所述复合上梁件(2a)由强定向型(50/20/20/10)的叠敷层形成。
8. 按照权利要求6或7所述的航空器发动机的支架的主结构，其特征 在于，所述复合上梁件(2a)的叠敷层在力引入区域(18)中被加强。
9. 按照上述权利要求中任一项所述的航空器发动机的支架的主结构， 包括棱锥体(5a)，该棱锥体为将所述支架连接至所述发动机(9)的前联 接件(6)的支承件，其特征在于，所述棱锥体的至少梁件由复合材料制成。10.按照上述权利要求中任一项所述的航空器发动机的支架的主结构，其特征在于，所述复合板的叠敷层是准各向同性型的叠敷层。
全文摘要
本发明的对象是航空器发动机(9)的支架(11)的主结构，其特征在于，所述主结构包括整体式的复合板(1a、2a、3a、4a)，用以替代金属梁件(1、2)和金属板(3、4)，所述复合板包括使纤维按交叉方向取向的纤维的叠敷层(12)，以便将代替所述的金属梁件和金属板的纵向加强件(13)和横向加强件(14)的网格结构集成在所述复合板的表层的厚度中。
文档编号B64D27/00GK101233047SQ200680028080
公开日2008年7月30日 申请日期2006年7月13日 优先权日2005年8月5日
发明者O·夏娃, 让-皮埃尔·卡巴纳克 申请人:空中客车法国公司