专利名称：连接支柱的主结构的制作方法
连接支柱的主结构本发明涉及一种用于将涡轮喷气发动机连接到飞行器的机翼系统的连接支柱的 作用力恢复结构(structure de reprise effort)0连接支柱的目的在于确保涡轮喷气发动机和飞行器的机翼之间的连接。因此，连 接支柱在第一端通过金字塔形状的后部附接装置和前部附接装置附接到涡轮喷气发动机； 连接支柱在第二端通过称为“连接件”的前部附接装置、后部附接装置和上部附接装置附接 到飞行器的机翼系统。连接支柱以公知的方式设计成将例如重量或推力的由涡轮喷气发动机产生的静 态和动态作用力传递给机翼系统。为了传递这些作用力，连接支柱包括称为“作用力恢复结构”或“主结构”的刚性 结构，以及多个称为“次结构”的对主结构进行补充的结构。次结构确保例如液压、电气、燃料通路、包装的系统的分离和保持。此外，这些次结 构支承安装在次结构上的具有面板形状的空气动力整流元件。以标准方式，涡轮喷气发动机被能够包括反向推力装置的机舱所围绕。主结构通 常承载机舱的机罩，而次结构承载涡轮喷气发动机的风扇机罩。与次结构相比，主结构是刚性的，以用于恢复由涡轮喷气发动机产生的静态和动 态作用力。相反，次结构没有被设计成恢复这些作用力。传统上，主结构1具有由两个金属侧面板2和3、上部金属5和下部金属杆6形成 的“箱体”的形状(见
图1)。杆5和6被构造成分别连接侧面板2和3的上部和下部。定 位在每个侧面板2和3上的纵向加强件7和横向加强件8为主结构1提供刚性。在箱体内，多个加强框架9设置在金属杆5和6以及侧面板2和3之间。在主结构1的一端处，金字塔形部件10被安装在加强框架9的端部(extremal)。 金字塔形部件10具有用于将主结构1附接到涡轮喷气发动机的附接装置。但是，这种主结构具有的缺陷为在飞行器的机翼系统上的实施和安装复杂并耗 时长。为了简化连接支柱的主结构的实施和安装，在专利申请FR2889505中，提出一种 具有两个复合材料侧壁12和13、上部杆15和下部杆16的主结构11 (见图2)。定位在主 结构11的一端处的金字塔形部件20包括被设计成将所述结构11附接到涡轮喷气发动机 的附接装置。这种主结构11不再具有纵向或横向加强件或加强框架。不过，这种主结构具有的缺陷为在涡轮喷气发动机着火的情况下不能确保满意 的安全性。实际上，在涡轮喷气发动机着火的情况下，重要的是在欧洲和/或美国规定限定 的期间内主结构支承涡轮喷气发动机，根据美国标准FAA-AC 25-865，该期间通常是15分 钟的等级。现在，专利申请FR2889505中所述的这种主结构往往会在所述期间结束之前损 坏。另外，这种主结构具有不能恢复围绕主轴线(即沿着主结构的长度)的作用力的缺陷。 与机翼系统附接的上部附接装置(或“连接件”)插入到凸出地设置在侧壁12和13上的两 个开口 17中。这样的构造容易弱化连接支柱。因此本发明的目的在于提供一种通过在着火情况下增加涡轮喷气发动机的持续
3支承的连接支柱的主结构。本发明的另一目的在于提供一种更加能够承受作用力并且更容易制造和安装在 飞行器的机翼系统的主结构。为此，根据第一方面，本发明涉及一种用于将涡轮喷气发动机附接到飞行器的机 翼系统的连接支柱的主结构，其特征在于，其包括第一侧面块和第二侧面块。所述侧面块围 绕中心板，所述中心板由能够在至少等于15分钟的期间内耐至少1000°C的温度的材料制 造的。本发明涉及一种用于将涡轮喷气发动机附接到飞行器的机翼系统的连接支柱的 作用力恢复结构，其特征在于，其包括用于附接到飞行器的机翼系统的第一侧面块和第二 侧面块，附接到涡轮喷气发动机的连接件，所述侧面块围绕大致长形的中心板，该中心板沿 着所述结构的主轴线而延伸，并且所述板连接到所述连接件，所述中心板由金属或合金制 造，该金属或合金在至少等于15分钟的期间内能够耐至少1000°C的温度，以用于恢复由涡 轮喷气发动机产生的沿着主轴线的静态和动态作用力。通过“在至少等于15分钟的期间内能够耐至少1000°C的温度的材料”，这里指的 是，在受到大于或等于1000°c的温度时，保持足够的机械强度从而在至少等于15分钟的期 间内支承涡轮喷气发动机的材料。与现有技术相比，根据本发明的主结构可以更容易地制造并更简单地组装。实际 上，与现有技术相比，本发明的结构包括较少的构成元件两个侧面块以及中心板。构成元件的较少的数量还可以使得本发明的结构的重量降低。中心板的存在使得连接支柱的抵抗能力得到改善。实际上，中心板恢复由涡轮喷 气发动机产生的沿着本发明的结构的主轴线(即连接支柱的主要轴线)的多种静态和动态 作用力。此外，在着火情况下，不管用于制造侧面块的是哪种材料，中心板通过例如连接到 与涡轮喷气发动机连接的前部的金字塔形的附接装置来保持涡轮喷气发动机。实际上， 中心板由在至少等于15分钟、特别等于20分钟、甚至1个小时的期间内能够耐至少等于 1000°C、特别至少等于1200°C、甚至至少等于1400°C的温度的材料制造。因此，与专利申请 FR2889505相比，涡轮喷气发动机被本发明的结构支承的时间期间更长。因此，本发明的结构符合欧洲JAA(联合航空局)和美国FAA(联邦航空局)对于 着火安全性的规定，特别是在损坏之前支承涡轮喷气发动机的最短期间的规定。根据本发明的其他特征，本发明的结构包括一个或多个以下任选的特征，这些特 征可以单独考虑或者根据所有可能的组合考虑中心板的材料是金属或合金，特别是包括镍的合金；每个侧面块包括侧壁，该侧壁在L形上部元件中延伸，该L形上部元件与另一侧面 块的上部元件大致相对；本发明的结构具有大致梯形的横截面，该横截面限定下底和上底，并由此最佳地 保持中心板并且限制部件数量；下底的宽度小于上底的宽度，由此限制侧面块的材料量；第一块和第二块由复合材料制造，由此可以更加容易地模制制造主结构，例如RTM 类型的，并且使得连接支柱的重量降低；
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中心板具有至少两个波纹板，由此增加中心板的惯性；中心板具有在15mm和30mm之间的厚度，由此在涡轮喷气发动机在着火情况下的 最佳支承和不太大的重量之间提供良好的折衷；带肋的第一金属支座和第二金属支座分别安装在第一侧面块和第二侧面块上，以 用于将主结构连接到飞行器的机翼系统，由此更容易地组装和拆卸动力装置，并且支承例 如涡轮喷气发动机的大的载荷；第一金属支座和第二金属支座是金属的，由此在着火情况下也可确保涡轮喷气发 动机的保持；根据第二方面，本发明还涉及一种用于将涡轮喷气发动机附接到飞行器的机翼系 统的连接支柱，其包括根据本发明的主结构。参考附图，在阅读下面的非限定描述时，将进一步理解本发明，附图中图1是现有技术所使用的主结构的立体分解图；图2是根据专利申请FR2889505的主结构的立体分解图；图3是根据本发明的结构的实施例的立体图；图4是图1的实施例的立体分解图；图5是本发明实施例的局部俯视图；图6是图5的实施例的区域VI的偏置放大视图。根据图3和4所示的实施例，根据本发明的结构101包括围绕中心板104的第一 侧面块102和第二侧面块103。本发明的结构101被设计成将涡轮喷气发动机(未示出)附接到飞行器的机翼系 统(未示出)。包括本发明的结构101的连接支柱(未示出)能够支承任何类型的围绕涡 轮喷气发动机的机舱，特别是包括一个或多个连接支柱的整体格栅支承件的结构化机舱。有利地，根据本发明的结构101具有比现有技术的那些部件少的多个部件。因此， 由于没有大量的部件，特别是没有加强或强化类型的部件，所得到的主结构可以具有体积 的增大。此外，由于只需要简单地将第一侧面块102和第二侧面块103结合在一起以形成 根据本发明的结构101，这些部件的组装很简单。与现有技术不同，不再需要将其中的小部 件或较大元件连接在一起以形成主结构。因此，简化了根据本发明的结构101的组装。本发明的结构具有大致长形的形状，即沿着主轴线105的长度大于沿着与主轴线 105垂直的轴线的宽度。主轴线105通常与连接支柱的轴线相同。优选地，每个侧面块102(103)包括在L形上部元件111(112)中延伸的侧 壁107(108)，该L形上部元件111(112)遵从相对于另一侧面块102(103)的上部元件 112(111)大致相对。每个侧壁107和108可包括用于附接次结构以形成连接支柱的附接装置。作为实 例，该装置为安装在壁107和108上的导轨109。如图3和4所示，上部元件111、112可包括唇缘115、116。上部元件的唇缘115和 116被设计成并排方式，并通过本领域公知的任何方式(特别是通过螺栓)固定在一起。优选地，本发明的结构101具有大致梯形的横截面，该横截面限定下底121和上底 123 (也就是说垂直于主轴线105)。“梯形”这里指的是具有彼此大致平行的下底121和上底123的截面。这种几何形式允许最佳地保持在侧面块102和103之间的中心板104，另 外，便于布置机舱和涡轮喷气发动机(未示出)操作所需的缆线和管道。根据优选实施例， 下底121的宽度e小于上底123的宽度E，由此限制制造侧面块102和103所需的材料量。 通常，下底121的宽度e在90mm和140mm之间，特别在IOOmm和120mm之间。类似地，上底 123的宽度E通常在260mm和340mm之间，特别在280_和320mm之间。第一侧面块102和第二侧面块103优选地由复合材料制造，例如双马来酰亚胺树 脂(BMI)，这种环氧树脂耐得了 200°C以上的温度，特别是大约等于280°C，例如PMR15 . 或以碳的形式。使用复合材料的优点在于有助于侧面块102和103的制造，并减小其质量。侧面块102和103的制造可通过覆盖或RTM(树脂传递模塑成型)方法来实现。“覆盖”方法包括在模具内放置所有浸有树脂的纤维，以用于形成所需的预成形 件，并且接着应用大致的真空，以用于压缩组件。接着进行加热，以融化纤维内所含的树脂， 由此在纤维之间形成连接。RTM方法包括将树脂分布到设置有夹层纤维层的预成形件的纤维内。更具体地，包 括纤维预成形件的组件放置在封闭模具内，该模具的形状通常与将要成形的机械部件的形 状相对应，并且将树脂注入到模具中。因此，树脂渗透由纤维预成形件所形成的组件。RTM方法在其不昂贵、应用方便并提供具有良好机械强度的材料的方面来说，是有 优势的。另外，RTM方法得到的部件只需要很小的精加工。实际上，由模具形成的部件是成 品的尺寸，也就是说它们不需要加工。此外，RTM方法允许部件的几何形状的可重复性。侧面块102和103具有大致长形的形状。侧面块102和103沿着主轴线105的长 度特别是在2050mm和2600mm之间，甚至在2200mm和2400mm之间。中心板104也具有大致长形的形状，其沿着主轴线105的长度等于或者最好还是 小于侧面块102和103的长度。中心板104沿着与主轴线105大致垂直的轴线的厚度通常 小于中心板的长度。中心板104的厚度通常在15mm和20mm之间，特别在15mm和25mm之 间，优选在15mm和30mm之间，由此在涡轮喷气发动机着火时的最佳支承和本发明结构101 的不太大的重量之间提供良好的折衷。根据图5所示的优选实施例，中心板104具有两个波纹板161和163。通常，两个 波纹板161和163通过使得形成波纹和焊接来获得。通常，中心板104可包括两个以上的 波纹板。在本发明结构101的组装过程中，波纹板161和162通过本领域普通技术人员公 知的任何方式来固定，使得空气腔被限定在接触区域内。因此，板104的热惯性得到改善。 另外，波纹板161和163的存在能够有利地限制形成中心板104所需的材料量，同时保持足 够的刚性，以用于在着火时支承涡轮喷气发动机。中心板104的存在可以获得更能抵抗静态和动态作用力的本发明的结构101。实 际上，中心板104恢复由涡轮喷气发动机(未示出)产生的沿着根据本发明的结构101的 主轴线105的静态和动态作用力。中心板104通常连接到由金属或本领域普通技术人员公知的任何其它适当材料 制成的连接件(未示出)。通常是金字塔形状的连接件附接到涡轮喷气发动机。另外，中 心板104通过本领域普通技术人员公知的任何方式(特别是通过铆钉167)附接到金属支 座151，金属支座将本发明的结构101连接到飞行器的机翼系统(见图6)。因此，在温度至少等于1000°C的着火情况下，不管用来制造侧面块102和103的材料性质如何，中心板104 在等于至少15分钟的期间内，特别是多于30分钟、甚至多于1小时的期间内为涡轮喷气发 动机提供支承。涡轮喷气发动机因此在至少等于由欧洲JAA和美国FAA标准设定的期间内 得到保持，该期间是执行任何可以的紧急操作所需的时间期间。中心板104优选地由金属材料或合金制成，优选由包括镍的合金制成。包括镍的 合金例如是Inconel 。更具体地，Inconel .是主要包括镍、但还包括例如铬、锰、铁和钛 的合金。它能够被称为Inco625 、钢或甚至包括铌的任何其它合金。在侧面块102和103是碳或复合材料的形式的情况下，由于碳和复合材料的低导 热性，侧面块形成围绕中心板104的热屏蔽。根据优选的实施例，大致形成肋的第一金属支座130和第二金属支座131分别安 装在第一侧面块102和第二侧面块103上，以用于将本发明的结构101连接到未示出的飞 行器的机翼系统。这种金属支座130和131的存在有助于动力装置在维护干涉过程中组装和拆卸。优选地，第一金属支座130和第二金属支座131由金属制成，由此在着火情况下也 可确保例如保持涡轮喷气发动机的大的载荷。另外，第一和第二金属支座130和131是更加容易加工的部件。第一和第二金属支座130和131被构造成接收将本发明结构和飞行器的机翼系统 连接在一起的连接件的可动的枢转轴线。第一和第二金属支座安装在相对于本发明结构101可拆卸的支承元件141上。支 承元件接收将本发明结构101和飞行器的机翼系统(未示出)连接在一起的连接件143。 连接件143围绕着与主轴线105大致垂直的轴线145是可运动的。此外，金属支座151被安装在上部元件111和112上，以用于接收连接件153，该连 接件还连接本发明结构101和飞行器的机翼系统，但是在与设计用作连接件143的区域分 开的区域内。连接件153还围绕大致平行于轴线145的轴线155可动的枢转。如图6所示，金属支座151通过本领域普通技术人员公知的特别是铆钉167或螺 栓的任何方式附接到板104上，此处为两个波纹板161和163的形状。
权利要求
一种用于将涡轮喷气发动机附接到飞行器的机翼系统上的连接支柱的作用力恢复结构(101)，其特征在于，其包括用于附接到飞行器的机翼系统的第一侧面块(102)和第二侧面块(103)，用于附接到涡轮喷气发动机的连接件，所述侧面块(102、103)围绕大致长形的中心板(104)，该中心板沿着所述结构(101)的主轴线(105)而延伸，并且所述中心板(104)连接到所述连接件，所述中心板(104)由金属或合金制造，该金属或合金在至少15分钟的期间内能够耐至少1000℃的温度，以用于恢复由涡轮喷气发动机产生的沿着主轴线(105)的静态和动态作用力。
2.根据前一权利要求所述的结构(101)，其特征在于，所述中心板(104)的材料是金属 或合金。
3.根据前一权利要求所述的结构(10)，其特征在于，所述材料是包括镍的合金。
4.根据权利要求1-3中任一项所述的结构(101)，其特征在于，每个所述侧面块(102、 103)包括侧壁(107、108)，该侧壁在L形上部元件(111、112)中延伸，该L形上部元件与另 一侧面块(103、102)的上部元件(112、111)大致相对。
5.根据上述权利要求中任一项所述的结构(101)，其特征在于，该结构具有大致梯形 的横截面，该横截面限定下底(121)和上底(123)。
6.根据前一权利要求所述的结构(101)，其特征在于，所述下底(121)的宽度(e)小于 所述上底(123)的宽度(E)。
7.根据上述权利要求中任一项所述的结构(101)，其特征在于，所述第一块(102)和所 述第二块(103)由复合材料制造。
8.根据上述权利要求中任一项所述的结构(101)，其特征在于，所述中心板(104)具有 至少两个波纹板(161、163)。
9.根据上述权利要求中任一项所述的结构(101)，其特征在于，所述中心板(104)的厚 度在15_和30mm之间。
10.根据上述权利要求中任一项所述的结构(101)，其特征在于，大致带肋的第一金属 支座(130)和第二金属支座(131)分别安装在所述第一侧面块(102)和所述第二侧面块 (103)上，以用于将主结构(101)连接到飞行器的机翼系统。
11.根据前一权利要求所述的结构(101)，其特征在于，所述第一金属支座(130)和所 述第二金属支座(131)是金属的。
12.一种用于将涡轮喷气发动机附接到飞行器的机翼系统的连接支柱，其包括根据上 述权利要求中任一项的作用力恢复结构(101)。
全文摘要
本发明涉及一种用于将涡轮喷气发动机附接到飞行器的机翼系统的连接支柱的作用力恢复结构(101)。所述结构包括用于附接到飞行器的机翼系统的第一侧面块(102)和第二侧面块(103)，以及用于附接到涡轮喷气发动机的连接件，所述侧面块(102、103)围绕大致长形的中心板(104)，该中心板沿着所述结构(101)的主轴线(105)而延伸，并且所述中心板(104)连接到所述连接件，所述中心板(104)由金属或合金制造，该金属或合金在至少15分钟的期间内能够耐至少1000℃的温度，以用于恢复由涡轮喷气发动机产生的沿着主轴线(105)的静态和动态作用力。本发明还涉及一种用于将涡轮喷气发动机连接到飞行器的机翼系统并包括这种主结构(101)的连接支柱。
文档编号B64D27/26GK101980919SQ200980110999
公开日2011年2月23日 申请日期2009年2月20日 优先权日2008年3月28日
发明者让-伯纳德·瓦舍 申请人:埃尔塞乐公司