专利名称：插在航空器机翼与发动机之间的发动机悬挂设备的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种用于发动机悬挂的设备，该设备被设计成插在 航空器机翼与所涉及的发动机之间，本发明还涉及一种包括这样的 悬挂设备的发动机组件。本发明可用在装备有涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机的 任意类型的航空器上。这种类型的悬挂设备也称为EMS (发动机机架结构)，并且可 用于将涡轮喷气发动机悬挂在航空器机翼下方，或者用于将该涡轮 喷气发动纟几安装在该纟几翼上方。
背景技术：
这种悬挂设备被设计成在航空器的涡轮喷气发动机与机翼之 间形成连接界面。该设备将由其相关涡轮喷气发动机所产生的力传 递给该航空器的结构，并且该设备还使得能够在发动机与航空器之 间形成燃并牛、电力、、液力及空气系统线路。为了进行力传递，该悬挂i殳备包括通常为"箱"型的刚性结构 (也称作主结构)，换言之，其由通过横向肋彼此连接的上部翼梁 和下部翼梁以及侧面板的组装形成。此外，该设备设置有插在涡轮喷气发动机与刚性结构之间的悬 挂装置，这些装置通常包括两个发动机悬架以及用于承受由涡轮喷 气发动机所产生的推力的设备。在现有技术中，该载荷传递设备通 常具有两个侧连杆的形式，该侧连杆首先连接于发动4几风扇壳体的 后部，然后连接于固定至发动机中央壳体的后附件。类似地，该悬挂设备还包括由插在刚性结构与航空器机翼之间 的另 一 系列悬架构成的安装系统，该系统通常由两个或三个悬架构成。此外，挂架i殳置有多个辅助结构(或次级结构)，这些辅助结 构在支撑气动整流元件(这些元件通常具有^皮添加至这些结构上的 面板形式)的同时确保系统的分离和维护。以本领域技术人员公知的方式将辅助结构与刚性结构区分开，这是因为辅助结构并不是祐: 设计用来将力从发动机传递至航空器机翼的。辅助结构包括插在刚性结构与航空器机翼之间的前气动结构， 该前气动结构不仅具有气动整流作用，还有益于不同系统(空气、 电力、液力，燃料)的布置、分离和线路形成。此外，该前气动结 构还支撑相关发动机风扇壳体，而推力变换器壳体通常由悬挂架的 刚性结构来承载。在根据现有技术的解决方案中，用于将前气动结构组装在刚性 结构上的悬挂装置通常比较复杂，难以获得，并且通常无法用于精 确地调整前气动结构相对于刚性结构的位置。此外，这些悬挂装置通常形成静不定结才勾(statically indeterminate structure,或超静定结 构)，这是非常不期望的。发明内容因此，本发明的目的是提出一种悬挂设备以及包含有这种设备 的一种发动才几组件，其克力良上述与才艮据现有才支术的实施例相关的缺 点。为实现此目的，本发明的目的是提供一种用于悬挂发动机的设 备，该设备被设计成插在航空器机翼与该发动机之间，该设备包括 刚性结构以及通过悬挂装置固定安装在该刚性结构上的前气动结 构，该前气动结构被设计成承载发动机风扇壳体并且插在刚性结构 与机翼之间。根据本发明，该悬挂装置包括至少一个长度可调的连 杆，该至少一个连杆的一端净皮安装在刚性结构上，而另一端^皮安装 在前气动结构上。因此，所提出的本发明的有益之处在于，其提出了一个或多个 长度可调的连杆来将前气动结构安装在悬挂设备的刚性结构上。因 此，上述杆形成这样的一种解决方案，即，这种杆不是非常复杂并 且能够^"确调整前气动结构相对于刚性结构的位置，从而这一调整 成为发动机组件所需的几何函数。例如，前气动结构的位置可以保 证并控制固定于风扇壳体的风扇配件相对于主结构的挂架/发动机 界面的位置。此外，这些连杆对于靠近悬挂设备的操作者来说是容易接近(access)的元件，这便于布置和收回前气动结构的操作。其次，应该注意，有利的是，长度可调的连杆的存在仅仅极其 略微地限制接近刚性结构与前气动结构之间的空间，在该空间中通 常布置有必须保持为操作者可接近以便进行布置或维护的设备。最后，应该注意，所使用的每一连杆完全能够承受沿单一优选 方向的力，因此该连杆完全能够与其他元件组合形成静不定安装系统。优选地，该悬挂装置包括两个长度可调的连杆，每一连杆的一 端连^^妻于刚性结构而另一端固定于前气动结构上。在这样的一种构 造中，可由此形成这样的组件，即，偵L得两个连杆之一为7JC久性有 效的，换言之，该连杆参与承受在通过悬挂装置连接的两个结构之 间传递的力，而另一杆4又在第一杆失效的情况下才有效。因此，该 后一杆仅起失效安全作用，从而在正常情况下，其保持为非有效的 并且因此其不改变悬挂装置的静不定性质。可以如此布置，即，将两个长度可调杆关于悬挂设备的中垂面(vertical median plane )(平4亍于该i殳备的纵向方向)只十称布置。it匕 夕卜，优选地，将每一长度可调杆的端部安装成铰接连接(articulate )。还优选地，将每一长度可调杆布置成与悬挂设备的竖直方向形 成小于20°的角，这使得其完全适于承受沿该方向的力。此外，该悬挂装置包括插在刚性结构与前气动结构之间的梁， 该梁由此形成该杆的互补(complementary)装置，以便于形成静不 定安装系统。优选地，沿横穿悬挂设备的方向来布置该梁，例如， 将该梁布置在该挂架的整个宽度上。这样，通过该梁，可以在悬挂 架的整个宽度上承受力，有利地，这意味着可以更好地承受力并且 界面处的阻力降寸氐。还应该注意，通常布置在箱型刚性结构的上部翼梁上的该梁易 于被靠近悬挂设备的操作者接近，这便于进行前气动结构的布置和 去除操作。最后，可以如此布置，即，将该梁布置成位于每一长度可调杆 的后面。本发明的另一目的是提出一种发动机组件，该发动机组件包括 诸如涡轮喷气发动机的发动机以及用于该发动机的悬挂设备，该悬 挂设备类似于如上所述。本发明的其他优点和特征将通过阅读下面给出的非限制性详 细描述而变得清楚。
下面将参照附图进行描述，附图中-图1示出了包含有根据本发明一个优选实施例的悬挂设备的 航空器发动才几组件的示意性侧^L图；-图2示出了构成图1所示发动机组件的部分的悬挂设备的局 部细节图；以及-图3示出了图2所示悬挂设备的局部》丈大透视图。
具体实施方式
图1示出了航空器发动机组件1，其被设计成固定在该航空器 (未示出)机翼下面，该组件1包括根据本发明优选实施例的悬挂 设备4,以及悬挂在该设备4下面的诸如涡轮喷气发动机的发动积j 6。通常，悬挂设备4包括刚性结构8(也称作主结构)，该刚性结 构设置有悬挂发动机6的装置，这些悬挂装置具有多个发动机悬架 10、 12以及用于岸义受由发动才几6所产生的4,力的i殳备14。应该注意，为进行导航，组件l被z没计成由吊舱(pod)(未示 出)所包围，而悬挂设备4与添加在刚性结构8上的另一组悬架(未 示出)相配合且用于将该组件1悬挂在航空器机翼下面。在以下整个描述中，按照惯例，X表示设备4的纵向方向，该 方向还^皮i人为与涡4仑喷气发动才几6的纟从向方向相同，该X方向平4亍 于该涡轮喷气发动机6的纵轴线5。此外，横穿设备4的方向被称 为Y方向并且还可纟皮认为与涡4仑喷气发动才几6的4黄向方向相同，而 Z竖直方向或高度方向，这三个方向X、 Y、 Z4皮此正交。此外，应当相对于航空器在涡轮喷气发动机6施加的推力作用 下所产生的运动方向来考虑术语"前"和"后"，箭头7示意性地 示出了i亥方向。因此，在图1中，可以看到两个发动^/L悬架10、 12，它们具有 推力承受设备14、悬挂设备4的刚性结构8以及添加在刚性结构8 上的多个辅助结构。下面将对在支撑气动整流元件的同时分离并控 制系统的这些辅助结构进4亍描述。应该注意，涡轮喷气发动机6在前端装有大风扇壳体(或风机 壳体)18，用以界定环形风扇管20，并且在后端附近包4舌容纳该涡 轮喷气发动机的中心的较小中央壳体22。显而易见地，壳体18和 22固定于;f皮》匕。如从图1中能够看到的，示出了设备4的发动机悬架中的两个 发动机悬架IO、 12，这两个悬架分别被称作前发动机悬架和后发动 才几悬架。在本发明的该优选实施例中，刚性结构8具有大体沿X方向/人 后部延伸至前部的箱形式。由此，箱8具有这样的挂架的形式，该挂架的i殳计与通常所》见 察到的用于涡轮喷气发动机悬挂架的设计相类似，具体地，该箱装 有才黄向肋(未示出)，每一4黄向肋具有布置在YZ平面中的矩形的形 式。该优选实施例中的悬挂装置首要包括插在刚性结构8的前端 (也称作推体(pyramid ))与风扇壳体18的上部之间的前发动才几悬 架10 。前发动才几悬架10以本领域:忮术人员/>知的方式浮皮传统i殳计。此外，同样以本领域技术人员公知的方式传统制成的后发动机 悬架12插在刚性结构8与中心壳体22之间。还参照图1，挂架4的辅助结构包括前气动结构24、后气动结 构26、前、后气动结构的连冲妄整流罩28以及下部后气动整流罩30。通常，这些辅助结构是与现有技术中所使用的那些结构相同或 相似的传统元件，并且是本领域4支术人员所7>知的。更确+刀i也，前气动结构24 i殳置在才几翼下面且主结构8上方。 该前气动结构被固定安装于刚性结构8上，并且在铰接于其上的风 扇壳体的上部与才几翼的前^彖之间具有空气动力学功能。因此，该前 气动结构24不^f又起气动整流作用而且还用于不同系统(空气、电 力、液力，燃料)的分离和形成线路。此外，由于该结构24的前部未与刚性结构84妄触，因此通常在这两个元件所限定的空间中插 入热交换器。连才姿整流罩28 (也称作"卡曼(karman)")直4妻与该结构24 成一直线并且位于该结构后部，总是位于机翼下面并且被安装在刚 性结构8上方。因此，连接整流罩28沿向后方向延伸至后气动结 构26，该后气动结构容纳大部分液压装置。优选i也，该结构26整 个地位于刚性结构8的后面，且因此^皮附着在4元空器才几翼下面。最后，下部后气动整流罩30 (也称作防护纟反(shield)或后挂 架整流罩)也位于刚性结构8和后气动整流罩26下面。该下部后 气动整流罩的作用在于在发动机排气管与悬挂架之间形成耐火屏 障以及形成气动连续性。现在参照图2和图3,这两个图示出了将前气动结构24悬置于 刚性结构8上的悬挂装置。首先，这些装置包括关于悬挂设备的中垂面(平行于X方向) 只寸称、布置的两个长度可调的连4干32。应该注意，该同一平面P以7^ 知的方式形成刚'l"生结构8的对-称平面。每一杆32的下端以4交接(articulate )方式连接在箱形的刚性结 构8的上部翼梁上，而每一斥干32的下端以轻^妻方式连4妄至前气动 结构24的下部翼梁。杆32连4妄在刚性结构8的前端部处，并且优 选地以小于20。的角偏离Z方向倾斜，优选地，使得该杆与前气动 结构24之间的3巨离沿向前方向减小，如图2所示。因此，这些杆被/没计成它们的长度可调。在这一方面，可以使 用本领域技术人员公知的能够执行该长度可调功能的任意类型的 杆。具体地，可以4吏用能够通过任意已知才几械系统而使一端或两端相对于杆本体产生位移的杆。还可以将这些杆制成两个大体上相同 的部分，每一部分具有一端，且这两部分在该端上叠盖的长度控制 杆的总长度。杆32的长度可调这一事实使得首先可以精确调整前气动结构 24相对于刚性结构8以及相对于发动机组件的任意其他元件的位 置。这还使得易于在两个杆32之间进行不同的组装，从而使得这 些杆之一为永久性有效的，换言之，该杆参与岸义受在两个结构24 和8之间传递的力，而另一杆仅在该第一杆失效时才有效。因此， 该第二杆仅起候补作用(称为"失效安全，，作用)，因此在正常情况下，该第二杆不在两个结构24和8之间传递力。在这种情况下，有效才干32 ^皮i殳计成7 义受主要沿Z方向施加的 力，而不岸〈受沿X和Y方向施力o的力。与这些杆32相关的结构8上的结构24的悬挂装置还包括沿Y 方向定位且优选地在刚性结构的上部翼梁的整个宽度上延伸的梁 34,该梁固定安装于该上部翼梁。如在图3中能够更好地看到的，为安全起见，优选地，将该梁 34对折，换言之，该梁由沿X方向重叠的两个梁形成。该梁在其 两端处均i殳置有联接界面36,这些联冲妻界面祐 没计成用以支撑i殳置 在结构24上的联接界面38。更确切地，可以看出，每一半联4矣界面36优选地具有在箱形 结构8的上部翼梁略上方沿XY平面延伸的大体上呈平坦表面的形 式。 一旦界面36、 38接触，就通过螺钉或类似元件将这些界面固 定于彼此。梁34位于杆32的后侧并且与结构24的后端部配合，如在图2 中能够看到的。通过这样的设计，梁34被设计成承受主要沿横向的Y方向所 施加的力，且因此该梁的i殳计优选地具有两个"半联^妄界面"的类 型，其中，这两个半界面36的每一个能够岸义受主要沿X方向以及 沿竖直的Z方向所施力。的力。以这才羊的方式，沿纵向的X方向以及沿Y方向所施力口的力全 部由梁34的两个半联接界面承受，而沿竖直的Z方向所施加的力 由有效杆32以及由梁34的两个半联接界面共同承受。此外，围绕X方向以及围绕Z方向所施加的力矩单独由梁34 的两个半联4妻界面来岸义受，而围绕Y方向所施加的力矩由这两个半 联4妄界面和有效才干32沿竖直方向共同岸义受。因此，上面已经描述的悬挂装置34、 36可以形成用于将前气 动结构24组装在挂架4的刚性结构8上的静不定系统。显而易见地，本领域技术人员可以对刚刚已经描述且l又作为非 限制性实例的悬挂设备4和发动机组件1做出各种修改。在这一方 面，例如，值得一提的是，尽管发动机组件1已表现为具有适于悬 挂在4元空器才几翼下面的构造，4旦是，该组件1也可以表现为具有可 安装在才几翼上方的不同构造。
权利要求
1.一种用于悬挂发动机(6)的悬挂设备(4)，所述悬挂设备被设计成插在航空器机翼(2)与所述发动机(6)之间，所述设备包括刚性结构(8)以及通过悬挂装置固定安装在所述刚性结构(8)上的前气动结构(24)，所述前气动结构被设计成承载发动机风扇壳体并且插在所述刚性结构与所述机翼之间，其特征在于，所述悬挂装置包括至少一个长度可调的连杆(32)，所述连杆的一端安装在所述刚性结构(8)上，而另一端安装在所述前气动结构(24)上。
2. 根据权利要求1所述的用于悬挂发动机(6 )的悬挂设备(4 ), 其特征在于，所述悬挂装置包括两个长度可调的连杆(32)， 每一连杆具有安装于所述刚性结构(8)上的一端以及安装在 所述前气动结构(24)上的另一端。
3. 根据权利要求2所述的用于悬挂发动机(6 )的悬挂设备(4 )， 其特征在于，所述两个长度可调的连杆(24)关于所述悬挂设 备的中垂面对称布置，所述中垂面平行于所述设备的纵向方向(X)。
4. 根据前述权利要求中任一项所述的用于悬挂发动机(6)的悬 挂设备(4),其特征在于，每一长度可调的连杆(32)的端部 安装成铰接连接。
5. 根据前述权利要求中任一项所述的用于悬挂发动机(6)的悬 挂设备(4)，其特征在于，每一长度可调的连杆(32)被布置 成与所述悬挂设备的竖直方向(Z)形成小于20。的角。
6. 根据前述权利要求中任一项所述的用于悬挂发动机(6)的悬 挂设备(4)，其特征在于，所述悬挂装置还包括插在所述刚性 结构(8)与所述前气动结构(24)之间的梁(34)。
7. 根据权利要求6所述的用于悬挂发动机(6 )的悬挂设备(4 )， 其特征在于，所述梁(34)沿所述悬挂设备的横向方向(Y) 布置。
8. 根据权利要求6或7所述的用于悬挂发动机(6 )的悬挂设备(4)，其特征在于，所述梁(34)被布置成位于每一长度可调 的连4干(32)的后面。
9. 一种发动机组件(1 )，其包括发动机(6 )以及用于悬挂所述 发动机(6)的悬挂设备(4),其特征在于，所述悬挂设备为 根据前述权利要求中任一项所述的设备。
全文摘要
本发明涉及用于悬挂发动机的设备，该设备被设计成插在航空器机翼与该发动机之间，该设备包括刚性结构(8)以及通过悬挂装置固定安装在所述刚性结构(8)上的前气动结构(24)，该前气动结构被设计成承载发动机风扇壳体并且插在刚性结构与机翼之间。根据本发明，该悬挂装置包括至少一个长度可调的连杆(32)，连杆的一端安装在刚性结构(8)上，而另一端安装在前气动结构(24)上。
文档编号B64D27/18GK101267983SQ200680034929
公开日2008年9月17日 申请日期2006年9月26日 优先权日2005年9月27日
发明者劳伦特·拉丰, 斯特凡娜·孔布 申请人:法国空中客车公司