专利名称：包括用于安装吊架的模块化刚性结构的飞行器发动机组件的制作方法
技术领域：
本发明总体涉及一种飞行器发动机组件，尤其是用于安装在飞行器的后部的侧部上的类型的飞行器发动机组件。
背景技术：
习惯地，限定模型的飞行器装配有从由不同的发动机制造商提供的许多可能性中给定类型的涡轮发动机。因此，给定模型的飞行器可以装配有不同的涡轮发动机，这导致这些涡轮发动机的安装吊架的设计的方面的缺点。实际上，每个安装吊架必须适合于选择的涡轮发动机的类型，这要求为给定飞行器模型生产几种不同设计的吊架。主要由于不能够利用相同的设计制造给定飞行器模型的非常大的系列的所有吊架，因此这导致附加的生产成本。
发明内容
因此，本发明的目的是提出一种飞行器发动机组件，其至少部分地提供相对于现有技术的实施方式的、上述缺点的解决方案。为了达到该目的，本发明的目的是一种飞行器发动机组件，该飞行器发动机组件包括涡轮发动机和用于安装涡轮发动机的吊架，其中，所述发动机组件用于侧面地附加至飞行器上，其中，吊架包括刚性结构和插入在所述刚性结构和涡轮发动机之间的第一紧固器，并且其中，所述刚性结构包括在大致上平行于涡轮发动机的纵向轴线的、吊架的主方向上延伸的中央盒。根据本发明，所述刚性结构还包括中央盒的前延伸件，其中，所述前延伸件包括支撑在中央盒的前端部的上表面上的附接上机构和支撑在盒的所述前端部的下表面上的附接下机构，其中，所述刚性结构还包括中央盒的后延伸件，其中，所述后延伸件包括支撑在中央盒的后端部的上表面上的附接上机构和支撑在盒的所述后端部的下表面上的附接下机构，并且其中，所述前延伸件和所述后延伸件至少部分地支撑所述第一紧固器。因此，由本发明提出的原始设计涉及特征为模块化的安装吊架刚性结构，这便于其适合于不同设计的涡轮发动机。另外，仅作为指示性实施例，无论选择任何类型的涡轮发动机，刚性结构的中央盒可以总是相同的设计，然后，根据所述选择的类型的涡轮发动机， 可以仅修改前延伸件和后延伸件形状和/或尺寸以使后者能够安装在刚性结构上。主要由于能够以相同的设计制造非常大的系列的飞行器的给定模型的所有安装吊架的至少一部分——优选为中央盒，因此该模块化通常导致减少的生产成本。所述前延伸件优选地超越所述中央盒向前延伸，并且/或所述后延伸件超越所述中央盒向后延伸。然而，在不超出本发明的范围的情况下，一个替代性方案可以存在于如下设计中使得这些延伸件中的一个和/或另一个不超越它们的相关联的中央盒延伸。在这样此情况下，中央盒不在与其纵向方向相当的吊架的主方向上延伸，而是在正交于后者的方向的其厚度的方向上延伸。所述前延伸件的上机构和下机构优选地在它们的前端部的区域中相互连接，以便大致上形成V形形状，该V形朝向后方开口并且在V的分支之间容纳中央盒的所述前端部， 并且/或所述后延伸件的上机构和下机构在它们的后端部的区域中相互连接，以便大致上形成V形形状，该V形形状朝向前方开口并且在V的分支之间容纳中央盒的所述后端部。应当注意，在V内容纳中央盒的被支撑的端部的事实使延伸件和中央盒之间的力一特别是在纵向方向上施加的推力一能够满意地传递。所述上机构和所述下机构每个都优选地具有盒的形状。优选的是，所述前延伸件支撑所述第一紧固器的前发动机附接件，并且所述后延伸件支撑所述第一紧固器的后发动机附接件。优选的是，多个支柱用于将所述前延伸件附接于中央盒的前端部，其中，所述支柱连续地穿过上机构、中央盒的前端部以及下机构，并且多个支柱还用于将所述后延伸件附接于中央盒的后端部，其中，所述支柱连续地穿过上机构、中央盒的后端部以及下机构。优选的是，所述刚性结构具有平行于涡轮发动机的纵向方向并且大致上形成用于所述结构的对称平面的虚平面，其中，前延伸件的上机构和下机构的后端部安置在该对称平面的两侧，并且后延伸件的上机构和下机构的前端部安置在该对称平面的两侧。吊架还优选地包括用于插入在所述刚性结构和飞行器的结构之间的第二紧固器。本发明的另一个目的是包括如上所述的至少一个发动机组件的飞行器。本发明的其它的优点和特征将在下列非限制性详细公开中显现。
将参照附图进行该描述，其中图1表示包括根据本发明的优选实施方式的发动机安装吊架的飞行器的后部的示意俯视图；图2表示装配于图1中示出的组件的安装吊架的刚性结构的更详细的立体图；图3表示图2中示出的刚性结构的局部分解图，如在正交于刚性结构的对称平面且平行于相关联的涡轮发动机的纵向轴线的平面上的横截面；图4表示图2和图3中示出的刚性结构的前延伸件和中央盒之间的组装示意图； 以及图5表示与图2中示出的视图相似的视图，其中，刚性结构采取可选择的实施方式的形式。
具体实施例方式参照图1，可以看到包括发动机组件1的飞行器的后部100，发动机组件1具有本发明的优选实施方式的形式。在整个下列描述中，按照惯例，平行于该飞行器的纵向轴线的飞行器的纵向方向被称为X。另外，相对于飞行器横向地对齐的方向被称为Y，并且竖直方向或高度的方向被称为Z，并且这三个方向X、Y以及Z是相互正交的。另外，术语“前”和“后”必须是相对于由于由发动机施加的推力而给予的飞行器的向前方向而考虑，并且以箭头4示意性地表示该方向。总的来说，后部100包括机身6，仅机身6的左侧部分的一部分已经被表示。该机身的横截面大致上是圆形的、椭圆形的等，具有经过纵向轴线2的中心，并且划分飞行器8 的内部空间。另外，其包括安置在经过轴线2的竖直中面P的两侧的两个发动机组件1 (仅示出一个发动机组件)。在优选实施方式中，每个组件1包括涡轮发动机10，涡轮发动机10可以相等地为涡轮喷气或涡轮螺旋桨发动机类型的涡轮发动机或另一种类型的涡轮发动机。 每个具有大致平行于方向X的纵向轴线12。另外，相对于机身6侧面地安置发动机组件1， 在该考虑之下规定，可以有飞行器的中间水平平面与经过涡轮发动机和飞行器的纵向轴线 2、12的平面之间的角度。通常，该角度可以在10°到35°之间。尽管如此，发动机组件1 被看作是侧面地附加到飞行器上，并且更具体地，对其后部而言，附加在机身6或其侧面延伸件上，附加在主机翼表面后面。为了提供涡轮发动机10的悬挂，具有包括还被称为主要结构的刚性结构16的安装吊架14，通过安装吊架14传递载荷，其中，以如以图1中的虚线示意性地表示的，刚性结构16还常规地被称为第二结构的气动整流罩17包住。吊架14具有插入在涡轮发动机10和刚性结构16之间的第一紧固器，其中，在图1 中的参考符号18示意性地表示这些第一紧固器。另外，吊架14具有插入在涡轮发动机10 和飞行器的结构之间的第二紧固器，其中，图1中的参考符号20示意性地表示这些第二紧固器。在示出的优选实施方式中，第二紧固器20连接于侧面机身延伸件22，但是当然可以可选择地或同时连接于机身本身。如将参照下列附图详细地描述的，因此具有结构作用的刚性结构16在如下意义上具有模块化设计，其中，其包括中央盒24、中央盒的前延伸件沈以及该盒的后延伸件观。在图2和图3中，可以看到刚性结构16，刚性结构16的中央盒M从吊架开始在主方向30上延伸，与其纵向方向相当并且平行于方向X。在前端部36和后端部38之间延伸的盒M具有形成上表面32的上皮和形成下表面34的下皮。该盒可以具有前闭合肋40和后闭合肋42，并且还可以具有侧面闭合肋44和内部加强肋(未示出)。如可以在图2中看到的，在此优选实施方式中，前闭合肋40在机身的方向上超越盒径向地延伸，使得其接近机身。盒24——更广义地，整个刚性结构16——具有大致上形成对称平面的虚平面Pl， 其中，该平面平行于方向X并且优选地经过涡轮发动机的纵向轴线。在如图3所示的横截面之类的、正交于该对称平面的平面中的横截面中，可以看到盒的前端部36呈现倾斜90°的梯形的整体形状，该梯形的较小底边安置在最前位置。以相似的方式，盒的后端部38呈现倾斜90°的梯形的整体形状，该梯形的较小底边安置在最后位置。盒的中央部安置在梯形的两个较大底边之间并且形状大致是矩形的。前端部36和后端部38用于分别接纳前延伸件沈和后延伸件观，并且这三个实体的组合形成用于刚性结构16的模块化设计，这使适合于不同类型的涡轮发动机可能安装在该类型的吊架中变得容易。前延伸件沈包括支撑在盒M的前端部的上表面32上的附接上机构46和支撑在该端部36的下表面34上的附接下机构48。两个机构46、48具有其支撑在中央盒上并且与其接触的后端部，并且在它们的前端部的方向上超越闭合肋40向前延伸，两个机构46、48 分别优选地具有盒的形状。因此，它们形成用于盒的纵向延伸件，并且还形成在厚度的方向
5上、正交于方向30并且平行于图3的横截平面的延伸件。上机构和下机构优选地在它们的前端部的区域中相互连接以便大致形成朝向后方开口的V形形状，其中，该V因此倾斜90°并且安置在图3的横截平面中使得其在V的分支之间容纳中央盒的前端部36。因此，如可以在图2中看到的，V的分支的内表面处于接触中，优选为处于表面接触中，并且其中，梯形的两个侧面形成前端部36。对于该前延伸件沈，两个机构46、48的前端部不直接处于接触中，而是通过安置在这两个前端部之间并且形成V的端部的连接元件50相互分开，该前延伸件沈也具有作为其对称平面的平面P1。自然地，在不超出本发明的范围的情况下，两个机构46、48之间可以有直接接触。前延伸件沈在机构的前端部的区域中支撑形成上述第一紧固器的部分的前发动机附接件52。该发动机附接件是本领域普通技术人员已知的设计，S卩，包括托架和钩环的类型的设计。参照图4，多个支柱M将前延伸件沈紧固到中央盒的前端部36上。这些支柱 54(在图4中示出单个支柱)优选为在厚度的方向上对齐，因此正交于纵向方向30并且连续地穿过上机构46、前端部36以及下机构48。安置在图2中示出的上机构55的开口的区域中的这些支柱因此使得能够通过压缩而施加夹紧力，这引起两个机构46、48中的每一个定在与其相对的盒的表面32、34上。以相似的方式，后延伸件观包括支撑在盒M的后端部的上表面32上的附接上机构56和支撑在该端部38的下表面34上的附接下机构58。两个机构56、58具有其支撑在中央盒上并且与中央盒接触的前端部，并且在它们的后端部的方向上超越闭合肋42向后延伸，两个机构56、58分别优选地具有盒的形状。因此，它们形成用于盒的纵向延伸件，并且还有形成在厚度的方向上、正交于方向30并且平行于图3的横截平面的延伸件。在该情况下，上机构和下机构优选地在它们的后端部的区域中相互连接以便大致上形成朝向前方开口的V形形状，其中，该V因此倾斜90°并且安置在图3的横截平面中使得其在V形的分支之间容纳中央盒的后端部38。因此，如可以在图2中看到的，V的分支的内表面处于接触中，优选为处于表面接触中，并且其中，梯形的两个侧面形成后端部38。对于该后延伸件观，两个机构56、58具有其直接相互接触的后端部，该后延伸件观还具有作为其对称平面的平面P1。此外，可以将附加连接件61插入在两个分支之间，以便在距形成在机构56、58的后端部处的V的点的某段距离处支撑它们。后端部延伸件观在机构的后端部的区域中支撑形成上述第一紧固器的部分的发动机附接件62。该发动机附接件是本领域普通技术人员已知的设计，S卩，包括托架和钩环的类型的设计。虽然在不超出本发明的范围的情况下，可以附加用于使用侧杆传递推力的装置，但是第一紧固器优选地由第一发动机附接件和第二发动机附接件专门地组成。虽然在此没有示出，但是多个支柱还用于以与在图4中表示的前延伸件沈的方式相同或相似的方式将后延伸件观附接到中央盒的后端部38上。如可以在图中看到的，机构46、48、56、58的外侧面闭合肋优选地与盒M的外侧面闭合肋44齐平。相反地，这些机构不沿盒M的整个侧面长度延伸，而是仅沿其部分延伸。刚性结构16的三个模块对、26、观优选地由金属材料制成，该金属材料优选为钛。图5示出了可选择的实施方式，其中，仅前延伸件沈的设计相对于上述前延伸件26的设计是不同的。实际上，其两个机构46、48不再朝向中央盒M的前方突出延伸，而是与闭合肋40平齐。因此，机构46、48的两个前端部由插入在它们之间的盒的前端部36保持相互分开。当两个发动机附接件52、62必须相对相互靠近以使相关联的涡轮发动机的接合点相配时，优选地选择该类型的刚性结构而不是上文所述的结构。自然地，描述的前延伸件 26的设计也可以应用于后延伸件观。自然地，仅作为非限制性实施例，对刚刚被描述的本发明而言，本领域普通技术人员可以做出各种修改。
权利要求
1.一种飞行器发动机组件(1)，所述飞行器发动机组件(1)包括涡轮发动机(10)和用于安装所述涡轮发动机的吊架(14)，其中，所述发动机组件用于侧面地附加到飞行器上， 其中，所述吊架包括刚性结构(16)和插入在所述刚性结构和所述涡轮发动机之间的第一紧固器(18)，并且其中，所述刚性结构包括在大致平行于所述涡轮发动机的纵向轴线(12) 的、所述吊架的主方向(30)上延伸的中央盒04)，其特征在于，所述刚性结构(16)还包括所述中央盒04)的前延伸件( )，其中，所述前延伸件包括支撑在所述中央盒的前端部(36)的上表面(3 上的附接上机构G6)和支撑在所述盒的所述前端部(36)的下表面(34)上的附接下机构(48)，其中，所述刚性结构还包括所述中央盒04)的后延伸件( )，其中，所述后延伸件包括支撑在所述中央盒的后端部(38)的上表面(3 上的附接上机构(56)和支撑在所述盒的所述后端部(38)的下表面 (34)上的附接下机构(58)，并且其中，所述前延伸件06)和所述后延伸件08)至少部分地支撑所述第一紧固器(18)。
2.根据权利要求1所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述前延伸件06)超越所述中央盒04)向前延伸，并且/或所述后延伸件08)超越所述中央盒04)向后延伸。
3.根据权利要求1或2所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述前延伸件06)的所述上机构G6)和所述下机构G8)在它们的前端部的区域中相互连接，以便大致形成V形形状，该V形形状朝向后方开口，并且在V形的分支之间容纳所述中央盒的所述前端部(36)， 并且/或所述后延伸件08)的所述上机构(56)和所述下机构(58)在它们的后端部的区域中相互连接，以便大致形成V形形状，该V形形状朝向前方开口并且在V形的分支之间容纳所述中央盒的所述后端部(38)。
4.根据前述权利要求中的任一项所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述上机构 (46,56)和所述下机构(48、58)分别具有盒的形状。
5.根据前述权利要求中的任一项所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述前延伸件 (26)支撑所述第一紧固器的前发动机附接件(52)，并且所述后延伸件08)支撑所述第一紧固器的后发动机附接件(62)。
6.根据前述权利要求中的任一项所述的发动机组件(1)，其特征在于，多个支柱(54) 用于将所述前延伸件06)附接于所述中央盒的所述前端部(36)，其中，所述支柱连续地穿过所述上机构(46)、所述中央盒的所述前端部(36)以及所述下机构(48)，并且多个支柱 (54)还用于将所述后延伸件08)附接于所述中央盒的所述后端部(38)，其中，所述支柱连续地穿过所述上机构(56)、所述中央盒的所述后端部(38)以及所述下机构(58)。
7.根据前述权利要求中的任一项所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述刚性结构 (16)具有平行于所述涡轮发动机的所述纵向方向(X)并且大致形成用于所述结构的对称平面的虚平面(Pl)，其中，所述前延伸件06)的所述上机构06)和所述下机构G8)的所述后端部安置在该对称平面(Pl)的两侧，并且所述后延伸件08)的所述上机构(56)和所述下机构(58)的所述前端部安置在该对称平面(Pl)的两侧。
8.根据前述权利要求中的任一项所述的发动机组件(1)，其特征在于，所述吊架(14) 还包括用于插入在所述刚性结构和所述飞行器的结构之间的第二紧固器00)。
9.一种飞行器，所述飞行器包括根据前述权利要求中的任一项所述的至少一个发动机组件⑴。
全文摘要
本发明涉及一种飞行器发动机组件(1)，飞行器发动机组件(1)包括包含刚性结构(16)的安装吊架，刚性结构(16)装配有中央盒(24)以及前延伸件(26)和后延伸件(28)，前延伸件(26)和后延伸件(28)分别包括支撑在中央盒的上表面(32)上的附接上机构(46，56)和支撑在前端部(36)的下表面(34)上的附接下机构(48，58)，其中，这些前和后延伸件(26，28)支撑插入在刚性结构和涡轮发动机之间的第一紧固器的至少一部分。
文档编号B64D27/26GK102227351SQ200980147819
公开日2011年10月26日 申请日期2009年11月30日 优先权日2008年12月1日
发明者雅克·海尔韦·马尔什 申请人:空中客车营运有限公司