包括具有会聚支柱的棱锥体部分的用于飞行器推进器组的支架的主结构的制作方法

本发明涉及飞行器推进器组的支承支架（mât）的领域。

背景技术：

在飞行器中，支架是例如在飞行器的机翼或机身处构成推进组件或推进器组和飞行器结构之间的联接部的元件。

支架包括主结构以及辅助结构，该主结构允许承载并传递支架所承受的力，且该辅助结构基本对应于不具有结构功能的气动整流罩。整流罩或辅助结构允许容纳将推进器组连接至飞行器的其余部分的缆线或管线。

已知主结构包括箱体式总体结构。该主结构尤其具有大致平行的一定数量的肋。为了形成主结构，桁梁（上桁梁和下桁梁）和侧板固定于这些肋上，这允许获得箱体式结构。主结构的这种箱体式结构赋予支架以在推进器组和飞行器结构之间传递力所需的较大刚度和较大强度，同时确保较小的重量。

支架的主结构还包括联接件，这些联接件用于将支架一方面联接至飞行器结构且另一方面联接至推进器组。

如本文所附的图1所示，用于飞行器的支架的主结构会具有复杂的形状，其包括两个箱体式棱锥形柱杆。

然而，该传统结构仍然是复杂的，并且由于该结构被肋所划分，所以该结构难以提供将额外功能集成至主结构中的可能性。

文献ep1928741公开了一种用于飞行器推进器组的支架的主结构，其通过采用整体式框架来简化构造。然而，这种主结构的产业化是复杂的。另外，该结构能够进一步被改进，以便于提供优化飞行器的构造的可能性。

技术实现要素：

因此，本发明旨在提供一种用于飞行器推进器组的支承支架的主结构的可替代结构，该可替代结构简单并且提供构造优化的可能性。

因此，本发明涉及飞行器推进器组的支承支架的主结构，该主结构包括一方面固定至飞行器推进器组且另一方面固定至飞行器结构的固定接口（interface）。主结构还包括棱锥体部分，该棱锥体部分包括唯一的肋和笔直的多个支柱，该唯一的肋形成所述棱锥体部分的基部，并且这些支柱朝所述棱锥体部分的顶点的点会聚，固定接口设置于所述棱锥体部分的顶点处。

基于多个支柱朝棱锥体的顶点会聚的棱锥体部分允许经由简单的结构将力分布在支柱中，连接接口设置在该棱锥体的顶点处。通过前述的几何构造，支柱中的力基本上为张力和压力，这允许在较轻的结构中承载较大的力。

棱锥体部分至少可以在两个面上是开放的。

例如，棱锥体部分可以包括四个支柱。

在实施例中，棱锥体部分的多个支柱是管状的。

例如，管状的多个支柱可以呈圆形、正方形、矩形或三角形截面。

特别地，多个支柱可以由钛或钛合金制成。

在另一个实施例中，多个支柱包括由蜂窝状结构所加强的型材。多个支柱可以包括呈“c”型截面的型材，蜂窝状结构设置于由型材所形成的“c”的内部。

两个支柱可以包括翼片，所述翼片形成这两个支柱的截面的平坦延伸部（extensionplate），所述翼片适于将剪切腹板固定至所述两个支柱之间。例如，剪切腹板可以由复合材料或钛制成。

位于棱锥体部分的顶点处的接口可以是用于固定至飞行器的固定接口。该固定接口允许连接至飞行器结构。例如，固定接口可以形成用于支座或轴承的镗孔。在这种情况下，镗孔可以具有主轴，棱锥体部分的笔直的多个支柱的会聚顶点位于所述镗孔的所述主轴上。

特别地，连接接口可以是用于接收轴的叉形接头，棱锥体部分的笔直的多个支柱会聚于所述轴上。

主结构可以在每个支柱的与棱锥体部分的顶点相对的端部处包括接头工件，该接头工件连接至支柱并确定所述支柱相对于主结构的其余部分的取向，并且该接头工件构造成刚性地连接至主结构的所述其余部分。

除了棱锥体部分以外，飞行器推进器组的支承支架的主结构还可以包括箱体式结构，棱锥体部分在该棱锥体部分的基部处连接至该箱体式结构。

本发明还涉及一种飞行器推进器组的支承支架，该支承支架包括如前所述的主结构。

附图说明

根据下文的描述，本发明的其它特征和优点将显现出来。

图1以三维视图示意性地示出了根据现有技术的飞行器推进器组的支架的主结构；

图2以示意性侧视图示出了根据本发明的实施例的支架的主结构；

图3以三维局部视图示意性地示出了棱锥体部分，其实施在图2的飞行器推进器组的支架的主结构中；

图4以第一示意性局部截面图示出了根据本发明的实施例的飞行器推进器组的支架的主结构；

图5以第二示意性局部截面图示出了图4的飞行器推进器组的支架的主结构；

图6示出了可以实施于本发明中的支柱的截面的第一示例

图7示出了可以实施于本发明中的支柱的截面的第二示例；

图8示出了可以实施于本发明中的支柱的截面的第三示例；

图9以类似于图4的示意性局部截面图示出了推进器组的支架的主结构，其实施具有图8中所示的截面的支柱;

图10以第二示意性局部截面图示出了图9的飞行器推进器组的支架的主结构；

图11以第三示意性局部截面图示出了图9的飞行器推进器组的支架的主结构。

具体实施方式

图1示出了如现有技术中所公知的飞行器推进器组的支架的主结构。

在飞行器中，支架是通常在飞行器的机翼或机身处构成推进组件或推进器组（包括发动机和发动机舱）与飞行器的结构之间的联接的元件。

支架包括主结构和辅助结构，该主结构允许承载并传递支架所承受的力，且该辅助结构主要对应于不具有结构功能的气动整流罩。

主结构1包括大致平行的一定数量的肋11。为了形成主结构，上桁梁12、下桁梁13和侧板14固定于多个肋11上，这允许获得箱体式结构。在图1中，为了清楚示出所述主结构1的内部结构，桁梁侧面的一些侧板14并没有示出。这种箱体结构赋予主结构并因此赋予支架较大刚度和较大强度，而这些是在推进器组和飞行器结构之间的力的传递所必需的。

支架的主结构还包括联接件，这些联接件一方面用于将支架联接至飞行器结构且另一方面联接至推进器组。更确切地，主结构包括用于固定至飞行器的固定接口15以及用于固定至推进器组的固定接口16。为了避免采用一些肋，尤其在用于固定固定至飞行器的固定接口15之间的主结构的部分中，可以采用例如isogrid（注册商标）类型的蜂窝状侧板14。

isogrid类型的蜂窝状结构表示这样一种结构：该结构包括在一个面上由多个肋所加强的板，这些肋与板的表面形成蜂窝，即，腔体。isogrid类型的蜂窝状结构是其中多个肋与板的表面形成三角形规则图案的结构。对于适中的重量而言，这种结构具有较高的刚度。

图2示出了根据本发明的实施例的用于飞行器推进器组的支架的主结构。图2的主结构1与现有技术主要不同在于，主结构1包括特殊的棱锥体部分2，该棱锥体部分2在图3中更详细地示出。除了形成棱锥体的基部的唯一的肋21之外，该棱锥体部分2没有（其它）肋。唯一的肋能够由钛板构成，如有需要，其是经穿孔的。另外，棱锥体部分2由支柱22所界定，在此所示的实施例的示例中支柱22的数量为四个。支柱22形成棱锥体部分2的棱边。支柱22是笔直的，并且各自沿相应的延伸方向延伸。支柱22，或者更确切地，支柱的延伸方向，朝向一个点会聚，且该点是棱锥体部分2所形成的棱锥体的顶点23。

在固定接口是用于固定至飞行器的固定接口15的情况下，固定接口设置于棱锥体部分2的顶点处。固定接口在此是用于引入固定支座或固定轴承的镗孔。镗孔对心在棱锥体的顶点23上。更确切地，在此所示的固定接口具有叉形接头的形状，即u形件，其旨在用于接收轴以与插入至u的分支之间的元件形成枢转连接。

有利地，支柱22会聚于叉形接头的轴上，或者会聚于用于接收支座或轴承的镗孔的中心处。

这种会聚使得可以通过消除切分到每个臂中的力而使得在棱锥体部分2的支柱22中不具有剪切力。因此每个支柱22仅承受纯粹的张力-压力。

由此，不需要连接棱锥体的上臂和下臂的腹板（âme）的存在。这减少了用于制造主结构的材料的量，并且允许更好地接近存在于所述主结构中的系统。此外，局部施加在联接部（例如叉形接头）附近的力矩得以消除。

在棱锥体部分2上，剪切腹板24连接两个支柱22，并且允许承载所述棱锥体部分2所承受的剪切力。剪切腹板24能够由在棱锥体部分2的下部连接两个支柱22的刚性板构成。

如图2和图3所示，该棱锥体部分2具有简单的构造。另外，棱锥体部分2解放了能够分配给各种功能（例如容纳自动灭火器套管）的内部容积。此外，如图2和图3所示，这还通过以下事实得到促进：棱锥体部分2可以在其多个面中的至少两个面上保持开放的。

在每个支柱的与棱锥体部分的顶点相对的端部处，联结至支柱并确定所述支柱相对于主结构的其余部分的取向的接头工件25构造成刚性地联结至主结构的所述其余部分。

所实施的棱锥体部分2可以根据多个变型和实施例来实现。特别地，支柱22的截面和构造可以根据实施例而变化。

图4示出了根据本发明的实施例的支承飞行器推进器组的主结构的局部视图，该主结构包括与图3中基本相同的棱锥体部分2，但是在图4中，支柱22是圆管，即，具有圆形截面。

图4是侧面的截面图，该截面由支柱22中的两个的延伸主轴线所确定。换言之，该截面穿过支柱22中的两个的直径。

支柱22是中空的，并且例如通过焊接在其与棱锥体的顶点相对的端部处连接至接头工件25。在相对的端部处，在棱锥体部分的顶点一侧，支柱连接至到用于固定至飞行器的固定接口15。

在此所示的示例中，接头工件25和用于固定至飞行器的固定接口15均被构造来允许在垂直于其延伸总体方向的平面中连接至包括笔直端部的支柱。因此，接头工件25通过其构造，尤其在接头接口26处的构造，确定支柱22朝向顶点23的延伸方向。接头接口26对应于接头工件25的端部，该端部用于连接至支柱22。因此，该端部具有的形状与支柱22的端部的形状对应，使得例如允许对端部进行焊接。无论支柱22具有笔直端部，斜端部还是其它端部，接头接口26均可以与支柱22的连接至该接头接口26的端部具有形状对应性。工件25的这种构造适用于本发明的所有实施例，尤其是无论支柱22的截面如何。

类似地，用于固定至飞行器的固定接口15可以设有与支柱22连接的接头接口26，该接头接口26具有适当的取向并与支柱22的连接到该接头接口的端部具有形状对应性，以便允许例如通过焊接实现其连接。

在所有实施例中，接头工件25还可以具有多个舌片29，这些舌片允许将棱锥体部分2容易地联接至主结构1的其余部分。

正如用于固定至飞行器的固定接口15一样，接头工件25可以通过各种制造工艺来获得，尤其是通过模制，特别是通过铸造、通过三维打印或通过机加工锻造坯件。接头工件，和/或在需要情况下的用于固定至飞行器的固定接口15能够制成多个部分并通过焊接进行组装。通常，棱锥体部分2可以包括通过焊接所组装的多个部分。

可以根据各种制造方法获得支柱22，例如通过挤出。

图5是沿着图4中所定义的截面c1-c1的局部截面图。因此，用于固定至飞行器的固定接口15以及接头工件25以截面示出。支柱22以截面示出并且显然具有多个翼片27。翼片27加强支柱22。翼片27还允许将剪切腹板24固定在棱锥体部分上。为此，翼片27设有孔口28，该孔口适于铆接或螺丝固定剪切腹板24。

图6示出根据第一示例的支柱22的截面。

该截面是圆形的，并且在管道的情况下，其是中空的。翼片27形成支柱22的截面的平坦延伸部。

图7以类似于图5的截面图示出了根据第二示例的支柱22的截面。

该截面是正方形的，并且在管道的情况下，其是中空的。翼片27形成支柱22的截面的平坦延伸部。

在图6和图7所示的截面的示例中，翼片27可以通过焊接添加至支柱22的截面。翼片27可以仅存在于支柱22的长度的一部分上。翼片27的宽度沿着支柱22变化，使得两个支柱22的彼此面对的翼片27具有恒定的间隔。为了使翼片27的表面最大化，两个支柱的彼此面对的翼片27之间的间隔优选是较小的。

图8以类似于图5的截面图示出了根据第三示例的支柱22的截面。在该示例中，支柱是开口型材。在这种情况下，该支柱涉及呈“c”形的型材。通过在由型材的“c”所限定的空间中添加蜂窝状结构3来加强该型材。优选地，蜂窝状结构3是isogrid（注册商标）类型的。

翼片27可以直接由型材的区段所形成。

图9以类似于图4的局部视图示出了推进器组的支架的主结构，该主结构实施了具有如图8中所示的截面的支柱。图10示出了沿着类似于图5中的截面的图9的主结构，即沿着在图9中所定义的截面c2-c2。

该实施例基本上与图4和图5中的实施例相同，但是如沿着图8的截面所见，该实施例具有由isogrid（注册商标）类型的蜂窝状结构3所加强的支柱22。接头接口26适配于支柱22的形状和构型。支柱22的翼片27可以在支柱22的整个长度上延伸。翼片27尤其可以与支柱22直接形成为一体。在用于固定至飞行器的固定接口15处和/或在接头工件25处的接头接口26处，接头接口26可以被构造成允许固定翼片27，尤其通过焊接来进行固定。

翼片27的宽度沿着支柱22变化，使得两个支柱22的彼此面对的翼片27具有恒定的间隔。为使使翼片27的表面最大化，两个支柱的彼此面对的翼片27之间的间隔优选是较小的。因此，表面被形成来允许经由孔口28来固定剪切腹板，例如通过螺丝固定或铆接。

图11以截面图示出了图9的主结构，这是沿着在图9中所定义的截面c3-c3。支柱22朝顶点23互相靠近并会聚，并且在所述顶点23附近处呈渐尖形状。支柱的截面的这种变化避免了在顶点23附近的机械干扰。在支柱22上固定有桁梁12。

如此开发的本发明允许经由简单的结构将将力分布在支柱中，其中，飞行器推进器组的支架的主结构包括棱锥体部分，这是基于支柱朝棱锥体的顶点会聚，在该棱锥体的顶点处设置有固定接口。根据本发明的各种构造，该结构可以提供可能呈开放的内部空间，该内部空间能够用于容纳通常实施在支架的整流罩中且位于主结构的外部的功能。例如，这允许限制整流罩的体积以及其气动阻力。本发明允许大体简化并减轻飞机器推进器组的支架的主结构。