用于飞行器的组件和飞行器的制造方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及飞行器组件的领域，该飞行器组件包括机翼元件、内外函喷气发动机(bypass engine)以及用于附接发动机的挂架，所述发动机意在部分地设置在机翼元件的下方，本发明特别是涉及用于飞行器的包括由三个独立元件形成的附接挂架主要结构的组件。
[0002]本发明还涉及配备有这种组件的飞行器。本发明优选地适用于商务飞机。
【背景技术】
[0003]在现有飞行器中，内外函喷气发动机比如涡轮喷气发动机通过还被称为EMS(发动机安装结构)或附接挂架的复杂的附接装置悬置在机翼的下方。通常采用的附接装置具有主要结构，该主要结构还被称为刚性结构，该主要结构通常由单一盒的形式制成，即，该主要结构由通过位于盒的内侧的多个横向肋接合在一起的上翼梁和下翼梁的组件组成。翼梁设置在上面和下面上，同时侧板在侧向面上将盒封闭。此外，附接挂架设置在发动机的上部中且位于发动机与翼盒之间。该位置称为“12点钟”位置。
[0004]如已知的，这些挂架的主要结构设计成允许由发动机产生的如下静态载荷和动态载荷被传递至机翼:比如重量、推力或甚至各种动态载荷，尤其是与诸如叶片损失(FBO)、前起落架的倾塌、硬着陆等之类故障的情况相关联的载荷。
[0005]在现有技术的已知的附接挂架中，在已知的呈单一盒形式的主要结构与机翼之间的载荷的传递通过包括尤其意在反作用于由发动机产生的推力载荷的中间支架、前支架以及后支架的一组支架以常规的方式执行。
[0006]为了实现该目的，中间支架意在反作用于推力载荷并且还称为“套管(spigot) ”支架并且基本上在前支架和后支架之间通过固定在刚性结构盒的后上翼梁中的球来实现。这种套管支架还包括借助于插入配件固定在飞行器的机翼的下方的剪切销或栓钉，使得能够容置在球中。插入配件通常固定至翼盒的下部，一般地固定至翼盒的下翼梁。
[0007]在目前的内外函喷气发动机中，期望的高函道比会导致极度庞大的体积，因为函道比的增大不可避免地致使发动机的直径增大，并且更特别地致使发动机的风扇壳体的直径增大。
[0008]因此，对于固定的使得从安全的角度考虑仍可接受的离地净距而言，在机翼元件与发动机之间可获得的留出的空间变得越来越小，或在具有高函道比的发动机的情况下甚至不存在该空间。因此，可以证明难以在这种通常用于这种安装的剩余的竖向空间中安装附接挂架和各种机翼支架。
[0009]因此，已经设计出的内外函喷气发动机的方式对如下方面造成不利影响:致使附接挂架的竖向尺寸减小，尤其使得能够保持用于安装前支架配件和后支架配件以及中间支架插入配件的足够的空间。由于需要反作用于发动机推力载荷一一即沿该发动机的纵向方向定向的载荷——且反作用于那些沿发动机的横向方向定向的载荷，该中间配件的大尺寸是必须的。通过指示，可以想到发动机的纵向方向对应于推进系统的主旋转轴线的方向。
[0010]然而，用于减小附接挂架的竖向尺寸的选择是受限的。具体地，以不损坏推进系统的空气动力性能为目的，这种挂架的刚性结构一一还被称为主要结构一一需要具有能够给予承受将载荷从发动机朝向机翼元件传递的机械强度的足够的尺寸，其中，在应力作用下具有小的变形。
[0011]在现有技术中，已经提出用于使发动机尽可能靠近机翼元件的多种解决方案，发动机从机翼元件悬置下来，这是以保持所需的离地净距为目的的，尤其是考虑到关于射入和碰撞的风险一一还被称为FOD (外来物损害)风险。然而，当为了适于适应所采用的风扇外壳的逐渐增大的大直径以便满足函道比需求时，这些解决方案需要持续改进。
[0012]通过指示的示例，文献FR 2 993 535公开了一种附接挂架，附接挂架的主要结构由两个直径方向上的相反的侧梁构成，所述两个侧梁分别设置在发动机的竖向中平面的两侦U。主要结构还包括连接结构，连接结构将两个梁直接接合在一起，这两个梁附带地各自在其前端处固定至发动机外壳，并且在其后端处固定至翼盒。中间结构采用连接两个梁的一些弓形件的形式，该中间结构沿着基本上与外部地描绘旁路流动路径(bypass flowpath)一一还被称为“内部机舱” 一一的表面对应的圆形横截面的假想表面延伸。因此，这些弓形件延伸大约180度的角度区域。
[0013]在该文献FR 2 993 535中提出的装置显著地使得能够限制在旁路流动路径内的空气动力扰动。此外，特别地与盒状主要结构设置在12点钟位置中的常规解决方案相比，通过侧向地定位梁，能够使得发动机尽可能地靠近机翼元件。
[0014]然而，特别地由于存在连接侧梁的弓形件，因此这种主要结构具有大的整体体积。这种大体积会使得更加难以安装周围元件，比如机舱、发动机辅助系统、推力反向器、移动的前缘襟翼等。因此，仍然需要优化附接挂架的这种主要结构的体积。
【发明内容】
[0015]因此，本发明的目的是提出至少部分地克服在现有技术的解决方案中遇到的上文提到的问题的用于飞行器的组件。
[0016]为了实现该目的，本发明的一个主题是一种用于飞行器的组件，该飞行器的组件包括机翼元件、内外函喷气发动机以及发动机附接挂架，所述发动机包括设置在机翼元件的下方的后部，机翼元件配备有翼盒，挂架包括用于将载荷从发动机传递至翼盒的主要结构，并且组件还包括用于将主要结构附接至发动机的附接装置和用于将主要结构附接至翼盒的附接装置。根据本发明，所述主要结构由下列独立的元件组成:
[0017]-第一侧梁和第二侧梁，该第一侧梁和该第二侧梁分别设置在发动机的竖向中平面的两侧，优选地定位成基本上相对于所述竖向中平面对称；以及
[0018]-中间结构，发动机的所述竖向中平面穿过该中间结构，并且中间结构定位成与第一侧梁和第二侧梁中的每一者相距一定距离，优选地与两个梁相距相等的距离。
[0019]本发明与现有技术的区别在于提供了由彼此独立的一些元件构成的主要结构。这使得能够减小主要结构的整体体积，特别地不再具有连接两个侧梁的中间结构。使用特定于本发明的设计使得安装周围的元件变得更容易。通过示例，机舱及其推力反向器系统能够尽可能地靠近发动机壳体，因为，其不受将两个侧梁连接的弓形件的存在的阻碍，如文献FR 2 993 535中所述。此外，系统能够更容易地集成在挂架中、位于主要结构的两个侧梁之间。仍然通过示例，连接的弓形件的不存在允许在两个侧梁之间安装移动的前缘襟翼。这与文献FR 2 993 535相反，在文献FR 2 993 535的方案中，连接的弓形件的存在意味着前缘的定位成面向这些弓形件的部分必须保持固定。
[0020]优选地，本发明还包括以分离的形式或以组合的方式考虑的下列可选的技术特征中的至少一者。
[0021]用于将主要结构附接至发动机的所述附接装置包括:
[0022]-用于将第一梁的前端连接至发动机的风扇壳体的一个或更多个第一发动机支架；
[0023]-用于将第二梁的前端连接至风扇壳体的一个或更多个第二发动机支架；以及
[0024]-用于将中间结构连接至发动机的中央壳体、优选地位于发动机的后部区域中的一个或更多个第三发动机支架，
[0025]并且用于将主要结构附接至翼盒的所述附接装置包括:
[0026]-用于将第一梁的后端连接至翼盒的一个或更多个第一机翼支架；
[0027]-用于将第二梁的后端连接至翼盒的一个或更多个第二机翼支架；以及
[0028]-用于将中间结构连接至翼盒的一个或更多个第三机翼支架。
[0029]另外的设置为:
[0030]-—个或更多个第一机翼支架构成独立的载荷反作用静定系统；
[0031]-—个或更多个第二机翼支架构成载荷反作用独立静定系统；
[0032]-一个或更多个第三机翼支架构成载荷反作用独立静定系统；以及
[0033]-—个或更多个第一发动机支架、一个或更多个第二发动机支架以及一个或更多个第三发动机支架一起构成载荷反作用静定系统。
[0034]所述第一侧梁和所述第二侧梁布置成基本上相对于竖向中平面对称，基本上垂直于该同一竖向中平面并且在直径方向上穿过发动机的平面穿过第一侧梁和第二侧梁，所述第一侧梁和所述第二侧梁在发动机的纵向方向上基本上与风扇壳体的外部表面对齐。
[0035]所述中间结构在发动机的纵向方向上具有比第一侧梁和第二侧梁中的每一者的长度小三倍到小十倍之间的长度。
[0036]所述中间结构采取配件的形式，优选地呈角锥形的整体