专利名称：推进系统一体化的吊挂结构的制作方法
技术领域：
本发明总的涉及民用飞机结构设计、总体设计、气动设计、强度设计技术领域，更具体地涉及一种吊挂与机翼、发动机的结构连接形式。
背景技术：
吊挂是航空发动机与飞机机翼之间的连接界面，其主要功能是吊装发动机，传递发动机载荷，并为发动机至飞机机翼之间的燃油管路、环控、电气、液压等系统提供通路，并保证光滑气动外形。吊挂结构结构设计应考虑到噪声、重量、燃油消耗率、气动、系统布置、发动机安装维护等各方面因素。如图1所示，传统构型的吊挂10’通常设计为由上下梁、多个垂直站位的框、侧壁板相互连接构成的刚性盒型结构，并通过前安装节20’和后安装节30’与发动机装配。发动机的全部载荷均通过前安装节、后安装节传递，并且通常借助于后安装节30’传扭。上述传统构型的吊挂通过后安装节30’传递扭矩，为了有足够长的力臂传递扭矩，后安装节30’必须有较宽的宽度，导致了吊挂后缘外形较宽，影响了飞机的气动性能。另，前安装节20’是独立于吊挂但连接至吊挂的单独部件，整个发动机安装结构较为厚重。传统吊挂与短舱结构的连接是通过铰链连接，如图2所示，吊挂侧壁11’上设置有反推罩铰链12’和风扇罩铰链13’，其中，反推罩铰链12’通过导轨梁(图未示)与反推罩体(图未示)连接，导轨梁上设置有用于引导反推罩体的导轨。对外涵道气流起整流作用的传统发动机涵道辅助结构位于短舱外涵及短舱核心罩体之间，并与短舱核心罩体连接在一起，检修的时候随核心罩体一起打开。可见，传统的发动机涵道辅助结构为与短舱一体化的设计，属于短舱结构件。
发明内容
本发明的第一个目的在于提供一种新的吊挂与机翼、发动机的连接形式，在当采用LEAP-X型发动机时能够满足小空间下的结构需求并达到减重的目的；本发明的第二个目的在于提供一种新的吊挂与机翼、发动机的连接形式，取消后传扭进行前传扭，从而达到减小吊挂侵占的发动机涵道空间，并合理解决发动机载荷的传递问题，进而达到减少燃油消耗率、减少气动损失、降噪的目的；本发明的第三个目的在于提供一种新的吊挂与机翼、发动机的连接形式，解决发动机短舱核心罩后罩要移动的问题。根据本发明的一个方面，提供一种推进系统一体化的吊挂结构，其适于一端连接至飞机机翼另一端连接至航空发动机，所述吊挂结构包括吊挂盒段，其由上下梁、框、侧壁板构成；其特征在于，所述吊挂结构还包括:反推罩连接结构，其设置于所述左侧壁和所述右侧壁上并与包括前固定罩和后移动罩的短舱反推罩连接，所述反推罩连接结构包括至少一条用于引导后移动罩的导轨以使后移动罩相对吊挂盒段滑动打开。
在本发明的该方面，发动机反推罩直接连接到吊挂盒段侧壁上并通过侧壁上的导轨引导反推罩打开，导轨梁被取消，从而不仅可以节省空间满足LEAP-X型发动机的安装需要，而且还能够减少整个推进系统的重量。优选地，所述反推罩连接结构包括用于引导后移动罩的上导轨和下导轨以及用于引导短舱格栅的中间导轨。进一步优选地，所述后移动罩上设有与所述上导轨和下导轨可滑动接合的结构。在一个实施方式中，所述吊挂结构还包括前安装节，所述前安装节设置于所述框中的前端框的前壁上并连接到航空发动机的风扇机匣。前安装节与吊挂一体化设计不仅可以减少节省空间，而且也能够有助于减少整个推进系统的重量。优选地，所述前安装节包括:第一拉耳和第二拉耳，其分别从所述前端框的两侧向外突出；第一连杆和第二连杆，其一端分别连接至第一拉耳和第二拉耳，另一端分别适于连接至航空发动机；其中，第一连杆与第一拉耳在第一连接点处可枢转地连接，第二连杆与第二拉耳分别在第二连接点和第三连接点处连接。在本发明的该方面，前安装节与吊挂的框一体化设计，既能传递垂向和侧向载荷，又能传递扭矩，克服了现有前安装节不传扭的缺点，并解除了后安装节的传扭功能，从而减小后安装节的宽度，从而使后安装节侵占发动机涵道空间较小，这样既有利于降低燃油消耗率，也有利于吊挂后缘的收缩，达到降低气动损失的目的。同时，由于前安装节与吊挂的框一体化设计，从而可以有效减少结构重量，降低起落架高度。优选地，在所述第一连接点、第二连接点和第三连接点处分别穿过所述第一连杆和第二连杆的连接螺栓与设置于在这些连接点处形成于所述第一拉耳和第二拉耳上的安装孔内的衬套过渡配合。再进一步优选地，所述第一连杆与所述第一拉耳还在第四连接点处连接，第四连接点与所述第二连接点相对设置并分别位于所述第一连接点和所述第三连接点的内侧，在第四连接点处穿过第一连杆的连接螺栓与在第四连接点处设置于第一拉耳上的安装孔内的衬套间隙配合。第四连接点的设置，使得当前安装节通过第一第二连杆与发动机相连时，第一连杆为等待破损安全设计。又进一步优选地，所述第四连接点处的所述连接螺栓与所述衬套以第一间隙进行间隙配合，所述第一间隙设置成当所述第一连接点、第二连接点和第三连接点中任意一个连接点失效时，在该第四连接点处的所述连接螺栓与所述衬套部分接触。当第一连接点、第二连接点和第三连接点中任意一个连接点失效时，例如第二连接点失效时，在发动机的载荷作用下，吊挂前端框绕第三连接点微微转动，从而第四连接点处的第一间隙部分消失，即第四连接点参与受力。优选地，本发明的前安装节还包括从所述前端框前壁向外突出的第三拉耳和一端在第五连接点处与第三拉耳连接的第三连杆，第三连杆的另一端适于与发动机连接，在第五连接点处穿过第三连杆的连接螺栓与在第五连接点处设置于第三拉耳上的安装孔内的衬套间隙配合。第五连接点的设置，使得当前安装节通过第一、第二、第三连杆与发动机相连时，第三连杆为等待破损安全设计。进一步优选地，所述第五连接点处的所述连接螺栓与所述衬套以第二间隙进行间隙配合，该第二间隙设置成大于所述第一间隙并使得当所述第一连杆或所述第二连杆完全失效时，在该第五连接点处的所述连接螺栓与所述衬套部分接触。当整个第一连杆或第二连杆完全失效时，第五连接点处的第二间隙在发动机载荷的作用下部分消失，第三连杆参与受力。在本发明的另一个实施方式中，还包括发动机涵道辅助结构，所述发动机涵道辅助结构一端连接到所述吊挂盒段上另一端适于连接包括核心前罩和核心后罩的短舱核心罩，所述发动机涵道辅助结构包括与核心前罩铰接的前框架和与核心后罩连接的后框架，所述后框架上设置有至少一条用于引导核心后罩的导轨以使核心后罩相对吊挂盒段滑动打开。发动机涵道辅助结构与吊挂盒段一体化设计，可以一方面满足发动机-短舱-吊挂盒段一体化设计的需要，另一方面提供一种更窄的发动机涵道辅助结构外形，使发动机外涵流道面积显著增加，降低发动机燃油消耗率，提高飞机的经济性，具有更高的市场竞争力。优选地，所述前框架包括前梁、后梁、中间横梁和中间斜梁；其中，所述前梁的一端用于连接到所述吊挂盒段上另一端用于连接到所述核心前罩上；所述后梁位于所述前梁的下游，其一端用于连接到所述吊挂盒段上另一端用于连接到所述核心前罩上；所述中间横梁的两端分别连接到所述前梁和后梁上；所述中间斜梁的一端连接到所述中间横梁上另一端向所述后梁倾斜并用于连接到所述吊挂盒段上；所述后框架从所述后梁向后延伸，上端用于连接到所述吊挂盒段。进一步优选地，所述前框架的后梁通过枢接座连接到所述吊挂盒段上，所述中间斜梁的另一端也连接到所述枢接座上。再进一步优选地，所述中间横梁上枢接有多个铰链，所述多个铰链的另一端枢接到所述核心前罩上以使所述核心前罩相对所述吊挂盒段可转动地打开。本发明的有益效果在于:发动机反推罩直接连接到吊挂盒段侧壁上并通过侧壁上的导轨引导反推罩打开，导轨梁被取消，从而不仅可以节省空间满足LEAP-X型发动机的安装需要，而且还能够减少整个推进系统的重量。
本发明的其它特征以及优点将通过以下结合附图详细描述的优选实施方式更好地理解，附图中，相同的附图标记标识相同或相似的部件，其中:图1为一种传统构型的飞机吊挂的示意图；图2为一种传统的短舱连接接头示意图；图3示意性地示出了根据本发明优选实施方式的推进系统一体化的吊挂结构的整体示意图；图4a为根据本发明优选实施方式的推进系统一体化的吊挂结构吊装LEAP-X型发动机的使用状态图，其中LEAP-X型发动机的反推结构处于正常展开位置；图4b是类似于图4a的视图，但其中的LEAP-X型发动机反推结构处于维护展开位置，并且为了清楚显示短舱而将格栅去除掉；图5示意性地示出了图3中的前安装节连接至发动机风扇机匣的使用状态图；图6a为根据本发明优选实施方式的推进系统一体化的吊装结构的前安装节的示意图，为了清楚起见，移除了用于固定回旋镖连杆的紧固件；图6b为类似图6a的视图，其中的安装节装配有紧固件；图7为图6a中前安装节正常状态下的受力情况示意图；图8为图6a中前安装节在第二连接点失效状态下的受力情况示意图；图9为图6a中前安装节在第二回旋镖连杆失效状态下的受力情况示意图；图10示意性地示出了根据本发明优选实施方式的推进系统一体化的吊挂结构的吊挂盒段侵占的发动机涵道空间；图11示意性地示出了根据本发明优选实施方式的推进系统一体化的吊挂结构中风扇空气活门的安装位置；图12a为根据本发明优选实施方式的推进系统一体化的吊装结构与LEAP-X型发动机短舱连接状态示意图，其中的短舱核心罩处于正常使用位置，并且图中为清楚起见去除了吊挂侧壁板上的反推罩连接结构；图12b为类似于图12a的视图，但其中的短舱核心罩处于维护使用位置；图13示意性地示出了图3中发动机涵道辅助结构的主要结构。附图标记说明10’吊挂11’吊挂侧壁12’反推罩铰链 13’风扇罩铰链20’前安装节30’后安装节I 第一连接点 2 第二连接点3 第三连接点 4 第四连接点5 第五连接点10 第一拉耳 20 第二拉耳30 第三拉耳 40 连接螺栓50 衬套70 第一连杆80 第二连杆90 第三连杆110 吊挂盒段
100 前端框102 侧壁板121 上导轨122 中间导轨123 下导轨130 前安装节140 吊挂后缘 150 发动机涵道辅助结构151 导轨152 前框架153 前梁154 后梁155 中间横梁 156 中间斜梁
157 后框架158 枢接座159 连接位置200 发动机风扇机匣201 第一接头 203 第二接头205 第三接头301 如固定罩 302 后移动罩303 短舱格栅 304 发动机外涵空间401 风扇空气活门402 预冷器500 短舱501 核心前罩 502 核心后罩
具体实施例方式在以下的实施方式的详细描述中，参照构成该描述的一部分的附图进行说明。附图以示例的方式展示出特定的实施方式，本发明被实现在这些实施方式中。所示出的实施方式不是为了穷尽根据本发明的所有实施方式。可以理解，其他的实施方式可以被利用，结构性或逻辑性的改变能够在不脱离本发明的范围的前提下被做出。对于附图，方向性的术语，例如“向外”、“向下”等，是参照所描述的附图的方位而使用的。如果附图方位改变，这些术语也会相应做出变化。由于本发明的实施方式的组件能够被以多种方位实施，这些方向性术语是用于说明的目的，而不是限制的目的。因此，以下的具体实施方式
并不是作为限制的意义，并且本发明的范围由所附`的权利要求书所限定。国际上先进的LEAP-X发动机采用新型的O-DUCT反推结构形式，反推主体复合材料结构罩体采取整体成型技术。主要优点是维护简单，重量轻，有利降低噪声级别。LEAP-X发动机，在油耗上，比现役B737和A320的CFM56发动机降低13.6% ;在噪音上，比国际上最严格的第四等级要求降低了 10分贝以上。其中，本发明的推进器一体化技术(即IPS技术)，预估贡献了 1.5%的油耗降低和2分贝的噪音降低。结构上，发动机通过前后安装节连接在吊挂盒段结构上，发动机核心罩IFS结构又通过BIFI结构连接到吊挂盒段上，另外O形反推又与吊挂盒段的侧壁导轨结构连接在一起，整个发动机、短舱和吊挂结构整体承力和发挥推进系统功能状态，故名推进器的一体化技术(即IPS技术)。由于一体化技术为全新技术，同时发动机、反推结构形式及吊挂结构并且均与传统形式差别较大，IPS吊挂也需要进行较大改进以到达减重、降噪、降SFC、减少气动损失的设计目标。从吊挂结构角度来说，需要解决以下几个问题:(I)减小吊挂侵占的发动机涵道空间；(2)合理解决发动机载荷的传递；(3)解决发动机短舱的相关问题；(4)解决吊挂内部的系统布置问题。图3示意性地示出了根据本发明优选实施方式的推进系统一体化的吊挂结构的整体示意图。该吊挂结构适于一端连接至飞机机翼另一端连接至航空发动机，所述吊挂结构包括吊挂盒段110，其由上下梁、框100、侧壁板102构成；其中，所述吊挂结构还包括:反推罩连接结构、前安装节130和发动机涵道辅助结构150。再如图3所示，反推罩连接结构，设置于吊挂盒段110所述侧壁板102上并与包括前固定罩301和后移动罩302的短舱反推罩连接，所述反推罩连接结构包括三条导轨:上导轨121、中间导轨122和下导轨123。其中，上导轨121和下导轨123用于引导后移动罩302以使后移动罩相对吊挂盒段滑动打开；中间导轨122用于引导短舱格栅303。而在后移动罩302上设有与上导轨121和下导轨123可滑动接合的结构，比如滑块。当然，如果上导轨121和下导轨123设置成滑块，而后移动罩302上设置相应的导轨也是可行的。在本实施方式中，IPS吊挂取消了吊挂上的铰链，将导轨直接与吊挂连接。这样有利于减少短舱重量。同时增大短舱吸声面积，有利于降低噪声。吊挂侧壁板及导轨的结构形式，与传统飞机结构设计相比，连接吊挂与反推的连接形式从铰链及铰链梁结构改为导轨及滑块的结构。新的连接形式的优点主要体现在大大减轻了连接结构的重量；并增大短舱的吸声蜂窝的面积，有利于降低噪声。吊挂的导轨和侧壁板102分开制造，连接方式仍采用紧固件。紧固件连接说明:在侧壁板上直接安装紧固件，但安装紧固件需要分为两种形式:一种是侧壁板与导轨共用紧固件，另外一种是侧壁板不与导轨共用紧固件。首先安装侧壁板不与导轨共用紧固件的部位。这些部位一般与导轨位置冲突，因此安装时需要用埋头螺栓。再将导轨安装在侧壁板上。此时安装侧壁板与导轨的共用紧固件。这种形式的优点是简化了零件加工，不会因导轨的位置而影响紧固件的布置，有利于侧壁板安装紧固件，保证了吊挂盒段的传力。图4a为根据本发明优选实施方式的推进系统一体化的吊挂结构吊装LEAP-X型发动机的使用状态图，其中LEAP-X型发动机的反推结构处于正常展开位置；图4b是类似于图4a的视图，但其中的LEAP-X型发动机反推结构处于维护展开位置，并且为了清楚显示短舱而将短舱格栅303去除掉。当需要维修时，后移动罩302沿着上导轨121和下导轨123远离前固定罩301向后移动。应当理解的是，尽管此处用于引导后移动罩302的是两条导轨，但也可以仅设置为一条，也可以根据需要设置为多条。本发明的安装节的主要功能是连接发动机，并将发动机的载荷传递至吊挂结构。传统的发动机安装方式是发动机通过前后两个安装节与吊挂相连，发动机的扭矩通过后安装节传递到飞行器吊挂，而本发明采用前安装节与吊挂框一体化设计，既能传递垂向和侧向载荷，又能传递扭矩。本发明可以用于装备发动机的任何类型的飞行器上。在本实施方式中，如图5所示，前安装节130设置于前端框100的前壁上并连接到航空发动机的风扇机匣200上的第一接头201、第二接头203和第三接头205。下面介绍一下前安装节130在本实施方式中的具体设计。如图6a所示，其适于与飞机吊挂的前端框100 —体成型，并包括第一拉耳10、第二拉耳20、第三拉耳30、第一连杆70、第二连杆80、第三连杆90。第一拉耳10和第二拉耳20分别从前端框100的两侧向外突出；第一连杆70、第二连杆80和第三连杆90的一端分别连接至第一拉耳10、第二拉耳20和第三拉耳30，另一端分别适于连接至航空发动机。在本实施方式中，第一连杆和第二连杆优选为回旋镖连杆，第三连杆优选为直连杆，但这些连杆也可以是其他任何形状的连杆。如图6b所示，第一连杆70与第一拉耳10分别在第一连接点I和第四连接点4处连接，第二连杆80与第二拉耳20分别在第二连接点2和第三连接点3处连接，第三连杆90与第三拉耳30在第五连接点5处连接。在本实施方式中，第一拉耳、第二拉耳以及第三拉耳优选为带有安装孔的双耳片，安装孔就设在各连接点处双耳片的每个耳片上。在每个安装孔中都安装有衬套50，在每个连杆上位于各连接点处也都形成有螺栓孔，连接螺栓40在第一到第三连接点1、2、3、4、5处分别安装到相应连杆上并穿过在这些连接点处装设于相应拉耳上的安装孔内的衬套50。再如图5所示，本实施方式的前安装节通过两个回旋镖连杆和一个直连杆与发动机风扇机匣200上的第一接头201、第二接头203和第三接头205相连，整个前安装节与发动机共有三个连接点。其中，第一连杆70上的第四连接点4和第三连杆90为等待破损安全设计。也就是，正常工况下，如图7所示并参照图6a，第一连接点1、第二连接点2、第三连接点3三点共同承受发动机传递来的垂向载荷(Z方向)和航向扭矩(X方向)，第一连接点1、第三连接点3承受侧向载荷(Y方向)。当第一连接点1、第二连接点2、第三连接点3中任意一点失效时，第四连接点4将参与承受垂向载荷(Z方向)和侧向载荷(Y方向)。例如当第二连接点2失效时，第一连接点1、第四连接点4、第三连接点3三点共同承受发动机传递来的垂向载荷(Z方向)、侧向载荷(Y方向)和航向扭矩(X方向)。当第一连杆70或第二连杆80整个失效即其两个连接点都失效时，例如，当第二连杆80完全失效时，第三连杆90将随之参与受力，第一连接点1、第四连接点4、第五连接点5三点共同承受发动机传递来的垂向载荷(Z方向)、侧向载荷(Y方向)和发动机扭矩。再如图7所示，在第一连杆70和第二连杆80分别与第一拉耳10和第三拉耳30相连接的点中，第一连接点1、第二连接点2、第三连接点3处的连接螺栓与衬套采用过渡配合，从而在正常工况下，这三个连接点处承受所有载荷和扭矩。为了使得第一连杆70和第三连杆90为等待破损安全设计，并且第一连杆70为优先等待破损安全设计，即在第三连杆90起作用之前优先起作用，第四连接点4处的连接螺栓40与衬套采用间隙配合，第五连接点5处的连接螺栓40与衬套也采用间隙配合，但第五连接点5处的间隙要略大于第四连接点4处的间隙。从而，如图8所示，当连接点1、2、3任意一处连接点失效时，例如第二连接点2失效，在发动机的载荷作用下，吊挂前端框100将以第三连接点3处的连接螺栓40为转轴作微微转动，使得在第四连接点4处的连接螺栓40将与衬套作部分接触，即第四连接点4处连接螺栓20和衬套之间在局部上的间隙消失，第四连接点4即开始参与受力，连接点1、4、3承受垂向载荷、侧向载荷和航向扭矩。而当整个第一连杆70或第二连杆80完全失效时，例如第二连杆80完全失效时，如图9所示，在发动机载荷的作用下，第三连杆90将被向下拉动，使得第五连接点5处的连接螺栓20将与衬套部分接触，即该部分的间隙消失，第三连杆90即参与受力，连接点1、4、5处承受垂向载荷、侧向载荷和航向扭矩。在如图5至图9所示的实施方式中，第一连接点1、第四连接点4、第二连接点2和第三连接点3优选呈一条直线分布，这样可以将沿该直线方向的相反矢量相互抵消。还有，优选第四连接点4与第二连接点2相对设置并分别位于第一连接点I和第三连接点3的内侦U。另外，尽管在本实施方式中，第五连接点5在垂向(即Z方向)上位于其它连接点1、2、
3、4的上方并且在侧向(即Y方向)上位于其它连接点的中间部位，应当理解的是，第五连接点5也可以在垂向上位于其它部位，例如连接点1、2、3、4的下方，只要保证在前安装节与发动机连接后，第三连杆90不受力即可。
上述实施方式的前安装节与现有技术相比，具有以下优点:I)发动机前安装节与吊挂框是一体的，省却了安装架即没有对接形式，安装节与发动机风扇机匣通过连杆直接连接，从而节省了发动机的安装部分的重量；2)该安装节不仅承受垂直方向与水平方向的载荷，还同时承受发动机扭矩作用，从而解除了后安装节的承扭功能；3)由于前安装节130承受扭矩，有利于缩小后安装节的外形宽度，减少吊挂侵占的发动机外涵空间304，见图10，这样既有利于降低燃油消耗率，也有利于吊挂后缘140的收缩，达到降低气动损失的目的；4)第一连杆和第三连杆的设计是整个前安装节具有等待破损安全设计功能。如图10所示，由于涵道分离面比传统吊挂显著变窄，从而考虑将风扇空气活门(即FAV)401布置在发动机涵道辅助结构(即BIFI) 150内而不是吊挂盒段110内。同时BIFI由于为辅助结构，蒙皮可以做成可以拆卸蒙皮。这样就可以不用拆掉预冷器402而将FAV取出，从而改善了 FAV的维修性能，降低了维修成本。如图12a和图12b，LEAP-X发动机的短舱500的短舱核心罩包括核心前罩501和核心后罩502,核心后罩502需要向后滑动打开。为了满足核心后罩502的这一需求,在本实施方式中，BIFI结构不再像传统型的BIFI结构那样作为短舱反推结构的一部分，而是考虑和吊挂盒段110 —体设置，即悬挂于吊挂盒段110下并提供导轨151以引导核心后罩在其上的滑动打开。BIFI处于短舱反推结构的后移动罩302的内表面和短舱核心罩的核心后罩502之间，在发动机的外涵道内，其表面作为发动机外涵道的气流分离面，因而需要设计得窄些。如图13所示并参照图12a，一种用于连接短舱500和吊挂盒段110的发动机涵道辅助结构150，其包括:前框架152，其包括前梁153 (通常称为前端墙)、后梁154、中间横梁155和中间斜梁156 ;其中，前梁153的一端用于连接到吊挂盒段110上，另一端用于连接到短舱500的核心前罩501上；后梁154布置在前梁153的后方，其一端用于连接到吊挂盒段110上，另一端用于连接到短舱500的核心前罩501上；中间横梁155的两端分别连接到前梁153和后梁154上；两个中间斜梁156的一端连接到中间横梁155上，另一端向后梁154倾斜并用于连接到吊挂盒段110上；后框架157，其从后梁154后延伸，上端用于连接到吊挂盒段110,后框架157上设置有至少一条用于引导短舱500的核心后罩502的导轨151。本领域技术人员可以理解，该导轨151的数目较优地为两条。具体地，前框架152的后梁154通过枢接座158连接到吊挂盒段110上，中间斜梁156的另一端也连接到枢接座158上。中间横梁155(通过多个铰链(未示出，可以布置在图示的连接位置159处)枢接到短舱500的核心前罩501上。发动机涵道辅助结构150的前梁153的两侧与吊挂盒段110连接，传递航向载荷和竖直方向载荷，吊挂盒段110下伸出的连接部分(例如单耳)与其连接时两侧留有空隙，使其不传递侧向载荷；中间剪切销前后留有间隙，使其只传递侧向载荷。短舱500的核心前罩501可以通过铰链连接到发动机涵道辅助结构1500上，这保证了核心前罩501的转动打开。导轨151用于连接短舱500核心后罩502的连接接口，保证了核心后罩的滑动打开。导轨151的使用可以保证核心后罩502可以向后打开，而吊挂盒段110的O型反推也能得以实现，这样也促进吊挂盒段110的实现。发动机涵道辅助结构150的外形更窄，由于发动机涵道辅助结构150是在发动机外涵道内的结构，对节省用油量做出了直接贡献。在如图13所示的结构中，发动机涵道辅助结构150的前框架152与吊挂盒段110主结构的连接采用耳片接头连接方式，后框架157与吊挂盒段110主结构的连接采用面连接方式。然而，可以理解，该发动机涵道辅助结构150与吊挂盒段110主结构的连接也可以采用可拆卸的连接形式，例如铰链和铰支座的形式。吊挂盒段110和后框架157的铰支座之间可以通过枢接杆两端枢接在一起，同时，吊挂盒段110和后框架157的铰链也可以通过诸如销状的紧固件彼此枢接。这样，前框架152和后框架157在上方均被枢接于吊挂盒段110上，并且前框架152连接到核心后罩501上。即，各处接头都不是固定连接，都是可拆卸的，因此，具有良好的可维修性。发动机涵道辅助结构150比传统吊挂显著变窄，使LEAP-X发动机涵道有更好的气动特性，降低发动机油耗(预计0.75%左右)，其属于吊挂结构的一部分，相对于吊挂盒段110而言，BIFI结构属于非主承力结构，为二级结构。以上已揭示本发明的具体实施例的技术内容及技术特点，然而可以理解，在本发明的创作思想下，本领域的技术人员可以对上述公开的各种特征和未在此明确示出的特征的组合作各种变化和改进，但都属于本发明的保护范围。上述实施例的描述是示例性的而不是限制性的。
权利要求
1.一种推进系统一体化的吊挂结构，适于一端连接至飞机机翼另一端连接至航空发动机，所述吊挂结构包括吊挂盒段，其由上下梁、框、侧壁板构成；其特征在于，所述吊挂结构还包括: 反推罩连接结构，其设置于所述侧壁板上并与包括前固定罩和后移动罩的短舱反推罩连接，所述反推罩连接结构包括至少一条用于引导后移动罩的导轨以使后移动罩相对吊挂盒段滑动打开。
2.根据权利要求1所述的推进系统一体化的吊挂结构，其特征在于，所述反推罩连接结构包括用于引导后 移动罩的上导轨和下导轨以及用于引导短舱格栅的中间导轨。
3.根据权利要求2所述的推进系统一体化的吊挂结构，其特征在于，所述后移动罩上设有与所述上导轨和下导轨可滑动接合的结构。
4.根据权利要求3所述的推进系统一体化的吊挂结构，其特征在于，所述吊挂结构还包括前安装节，所述前安装节设置于所述框中的前端框前壁上并连接到航空发动机的风扇机匣。
5.根据权利要求4所述的推进系统一体化的吊挂结构，其特征在于，所述前安装节包括: 第一拉耳和第二拉耳，其分别从所述前端框的两侧向外突出； 第一连杆和第二连杆，其一端分别连接至第一拉耳和第二拉耳，另一端分别适于连接至航空发动机； 其中，第一连杆与第一拉耳在第一连接点处可枢转地连接，第二连杆与第二拉耳分别在第二连接点和第三连接点处连接。
6.根据权利要求5所述的推进系统一体化的吊挂结构，其特征在于，在所述第一连接点、第二连接点和第三连接点处分别穿过所述第一连杆和第二连杆的连接螺栓与设置于在这些连接点处形成于所述第一拉耳和第二拉耳上的安装孔内的衬套过渡配合。
7.根据权利要求6所述的推进系统一体化的吊挂结构，其特征在于，所述第一连杆与所述第一拉耳还在第四连接点处连接，第四连接点与所述第二连接点相对设置并分别位于所述第一连接点和所述第三连接点的内侧，在第四连接点处穿过第一连杆的连接螺栓与在第四连接点处设置于第一拉耳上的安装孔内的衬套间隙配合。
8.根据权利要求7所述的推进系统一体化的吊挂结构，其特征在于，所述第四连接点处的所述连接螺栓与所述衬套以第一间隙进行间隙配合，所述第一间隙设置成当所述第一连接点、第二连接点和第三连接点中任意一个连接点失效时，在该第四连接点处的所述连接螺栓与所述衬套部分接触。
9.根据权利要求8所述的推进系统一体化的吊挂结构，其特征在于，还包括从所述前端框前壁向外突出的第三拉耳和一端在第五连接点处与第三拉耳连接的第三连杆，第三连杆的另一端适于与发动机连接，在第五连接点处穿过第三连杆的连接螺栓与在第五连接点处设置于第三拉耳上的安装孔内的衬套间隙配合。
10.根据权利要求9所述的推进系统一体化的吊挂结构，其特征在于，所述第五连接点处的所述连接螺栓与所述衬套以第二间隙进行间隙配合，该第二间隙设置成大于所述第一间隙并使得当所述第一连杆或所述第二连杆完全失效时，在该第五连接点处的所述连接螺栓与所述衬套部分接触。
11.根据权利要求1-10任一项所述的推进系统一体化的吊挂结构，其特征在于，还包括发动机涵道辅助结构，所述发动机涵道辅助结构一端连接到所述吊挂盒段上另一端适于连接包括核心前罩和核心后罩的短舱核心罩，所述发动机涵道辅助结构包括与核心前罩铰接的前框架和与核心后罩连接的后框架，所述后框架上设置有至少一条用于引导核心后罩的导轨以使核心后罩相对吊挂盒段滑动打开。
12.根据权利要求11所述的推进系统一体化的吊挂结构，其特征在于， 所述前框架包括前梁、后梁、中间横梁和中间斜梁；其中，所述前梁的一端用于连接到所述吊挂盒段上另一端用于连接到所述核心前罩上；所述后梁位于所述前梁的下游，其一端用于连接到所述吊挂盒段上另一端用于连接到所述核心前罩上；所述中间横梁的两端分别连接到所述前梁和后梁上；所述中间斜梁的一端连接到所述中间横梁上另一端向所述后梁倾斜并用于连接到所述吊挂盒段上；以及 所述后框架从所述后梁向后延伸，上端用于连接到所述吊挂盒段。
13.根据权利要求12所述的推进系统一体化的吊挂结构，其特征在于，所述前框架的后梁通过枢接座连接到所述吊挂盒段上，所述中间斜梁的另一端也连接到所述枢接座上。
14.根据权利要求13所述的推进系统一体化的吊挂结构，其特征在于，所述中间横梁上枢接有多个铰链，所述多个铰链的另一端枢接到所述核心前罩上以使所述核心前罩相对所述吊挂盒段可转动地打开。
全文摘要
本发明涉及飞机结构设计技术领域，提供一种推进系统一体化的吊挂结构，其适于一端连接至飞机机翼另一端连接至航空发动机，吊挂结构包括吊挂盒段，其由上下梁、框、侧壁板构成；其中吊挂结构还包括反推罩连接结构，其设置于左侧壁和右侧壁上并与包括前固定罩和后移动罩的短舱反推罩连接，反推罩连接结构包括至少一条用于引导后移动罩的导轨以使后移动罩相对吊挂盒段滑动打开。发动机反推罩直接连接到吊挂盒段侧壁上并通过侧壁上的导轨引导反推罩打开，导轨梁被取消，可以节省空间满足发动机安装需要，并减少整个推进系统的重量。
文档编号B64D27/26GK103112595SQ201310048319
公开日2013年5月22日 申请日期2013年2月6日 优先权日2013年2月6日
发明者吴光辉, 韩克岑, 周良道, 俞麒峰, 林国政, 张宏杰, 章仕彪, 翁豪杰, 郭海沙, 张鹏飞, 李晓楠, 马世伟, 胡寅寅, 彭森, 唐洪刚, 闫明鹏 申请人:中国商用飞机有限责任公司, 中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院