专利名称：用于把喷气发动机悬挂到飞机支架上的悬架的制作方法
技术领域：
本发明涉及喷气发动机领域，尤其涉及在喷气发动机推动的飞机的结构上的悬架。
背景技术：
推进发动机，例如喷气发动机，可通过被连接到属于飞机结构的支架或外挂架安装在飞行器上的各种各样的位置。因此，它可以悬挂在机翼下面，固定到机身上，通常在后部，或者使用适宜的连接装置安装在尾部部分。这些连接装置的作用是确保机械力在该发动机和飞机结构之间传输。要考虑的负载定位在与发动机结合的参考系的三个主方向。特别是，发动机的重量沿着垂直轴Z，它的推力沿着发动机轴X，横向空气动力载荷沿着横轴Y。要传输的负载还包括绕发动机轴作用的扭距。这些装置必须额外地吸收发动机在各种各样飞行阶段经历的变形，例如由于热膨胀或收缩导致的尺寸变化，而不把这些变形传输给支架。
发动机和支架之间的连接通常是通过两个悬架平面(plane)设置在风扇发动机壳上，一个在发动机前部在中间壳体水平面上，另一个在后部。将每个悬架装置设计成用于传输一些力。例如，一个悬架负责沿Y轴吸收或转移侧力和沿Z轴的垂直力，同时还吸收绕轴X的发动机扭距。另一个悬架负责传输推力以及作用到飞机支架上的侧力和垂直力。这种悬架是均衡的。
通常地，悬架装置包含一个梁，如果适合则为双梁，将其通过螺栓固定到支架上且通过连接装置连接到发动机壳体。取决于它们的安装，连接装置在其端部枢接在U形夹或者拉环上，U形夹或者拉环分别固定在发动机壳体和梁上。为了确保通过连接装置力的传输是完全轴向的，也就是说沿着连接装置的轴，在连接装置的每一端提供了旋转轴承以使销穿过。这种类型的安装特别使吸收发动机的径向和轴向的膨胀成为可能。
安全限制同样要求有克服力传输元件故障的装置。为了达到这个目的，因此这些悬架通常提供了以备用装置著称的具有间隙(clearance)的连接装置，如果一路传输出毛病导致一个元件破损，该备用装置通过吸收间隙来激活，并通过安全通道传输力。
美国专利5860623公开了一种用于在飞机支架上悬挂喷气发动机的后悬架，它包括相对于发动机的轴横向走向的梁，该梁通过三个连接件连接至发动机壳体。该梁包含平台，该平台具有通过螺栓把梁固定到支架上的装置。它与第一和第二侧连接件不同，每个通过第一销连接到该梁上和通过第二销连接到固定到发送机壳体的装配(fitting)。这些连接件布置在发动机轴的任一侧。中心连接件被布置在两个侧连接件之间，同样地通过第一销连接至梁和通过第二销连接至该装配。在正常工作下，这三个连接件的作用是传输来自垂直和侧面的力以及加在支架上的发动机扭距。
两个侧面连接件中的一个包括使其延长进入第一销的区域的指形物。该指形物间隙地插入设在梁肋的中。该肋与连接物的旋转平面垂直，在正常工作时间隙足以使连接件不受阻地运动。该安装是均衡的。假如第一连接件的连接或者中心连接件的连接出现破损，通过发动机绕着其它两个连接件的轴倾斜间隙被消除，连接仍保持均衡。其它连接件承担这个悬架上的所有力的转移。
在中心连接件和发动机壳体之间具有连接销形式的第二连接，备用安全连接，该连接销既穿过中心连接件又穿过固定在发动机壳体上的U形夹。该销以一定间隙或者安装在该连接件上或者该U形夹上。当其中其它连接的一个出现故障时，这个间隙以与上述方式一样的方式被消除，然后通过其余的连接将力转移。
申请人的目的是生产一种悬架，该悬架具有与上面描述的悬架相同的功能，但在满足强度和可靠性限制的同时更为容易生产。
发明内容
根据本发明，用于在飞机支架上悬挂喷气发动机的悬架，包括具有平台的梁，所述平台上设有用于将其固定到所述支架的装置，相对于所述发动机的轴所述平台梁被横向地布置，第一和第二侧连接件每个通过第一销连接至所述梁和通过第二销连接至所述发动机壳体，通过间隙地嵌入在所述梁内提供的孔内的指形物所述第二侧连接件被延伸入所述第一销的区域以形成备用安全连接，和被布置在所述两个侧连接之间的中心连接件，其由第一销连接至所述梁和由第二销连接至所述壳体，其特征在于所述梁包括用于容纳所述中心连接件的所述第一连接销的U形夹，所述第一销与所述平台具有一定距离以使在所述平台和所述中心连接件之间形成空间，这个空间构成了所述孔，在正常工作时所述第二侧连接件的所述指形物被间隙地嵌入所述孔中。
本发明的优点是避免并入专门的肋和生产用于备用连接的孔的机加工。本解决方案不仅在成本上而且在重量上具有优越性。
根据又一个特征，所述中心连接件被第三销连接至所述梁以形成备用连接。尤其是在所述中心连接件的所述第一连接销坏掉时该备用连接激活。在这种情况下，所述悬架能够保持均衡。
根据又一个特征，支撑所述两个侧连接件和所述中心连接件的所述第一连接销的U形夹和所述平台一起形成了一块U形横截面。因此本发明的技术方案使生产因几何形状简化而使得通过机加工经济制造的梁成为可能。
参照非限制的实施例对本发明进行更为详细的描述，其中图1是用于把喷气发动机悬挂在飞机上的悬架的示意图；图2是本发明悬架的透视图，连接件在安装位置但销未示出；图3是悬架的主视图；图4是图3的在4-4向的剖面的视图；图5是图4的在5-5向的剖面的视6至图9是销发生故障的各种各样情况下备用安全连接的工作示意图。
具体实施例方式
图1是装备有至飞机支架(未示出)的连接装置的喷气发动机T的后四分之三视图。特别地，该发动机可被连接到飞机机翼。根据这个悬挂方法，该发动机包括在该发动机前面的连接设备4，其被紧固到中间风扇壳体上。它还包括在后部的连接装置1，其被连接到主排气壳体。推动力被两个杆2和3吸收，将杆2和3纵向布置在发动机轴的任一侧且在它们的端部进行连接，一方面连接至风扇壳体的轮毂，另一方面连接至后部连接件。
下面的描述涉及后部连接件1。从图2和图3可以看出，该连接件包括用于紧固到飞机的支架或外挂架的梁10，和三个将该梁10连接到固定在发动机壳体上的U形夹的连接件20、30、40。这些U形夹未示出。
梁10包括具有用于将其紧固到支架上的适宜装置(如螺栓)穿过的孔。这些装置本身是众所周知的。该梁被布置成垂直于发动机的轴。相对于气流方向，它的朝向发动机的上游端的面，包括用于固定推力传输杆2和3的突出部111。那本身也是众所周知的。
该梁10还提供了用于嵌入销的U形夹12、13、14和15，依靠这些销将这三个连接件20、30、40夹持并活动连接。相对于气流方向，这些U形夹包括上游凸块和下游凸块。有利地，各种各样的上游凸块处于一个和同一个平面上，该平面与平台11所处的平面垂直。同样地，下游凸块位于一个和同一个平面，该平面与上游凸块所处的平面平行。这种布置能够制造形状相对简单的梁，这是由于它主要由三个平面组成形成平台的第一平面、形成上游凸块的第二平面和形成下游凸块的第三平面。机加工这样的件要比加工现有技术实施例中的件容易。
第一侧连接件20通过被安装在第一销21上被活动连接在U形夹12上，第一销21穿过第一侧连接件20且还穿过U形夹12的两个凸块。在连接件20的另一端，通过第二连接销22将其活动连接在被固定到发动机壳体装配上的U形夹上(未示出)。
第二侧连接件40以同样方式通过被安装在第一连接销41上而被活动连接在U形夹14上，第一连接销41穿过第二侧连接件40且还穿过U形夹14的两个凸块。在该连接件的另一端通过第二连接销42将其活动连接在被固定到发动机壳体装配上的U形夹上(未示出)。
提到的中心连接件30是第三连接件，其被布置在两个侧连接件之间，与后两个连接件处在一个和同一个横向平面上。这个连接件30以同样方式通过被安装在第一销31上而被活动连接在U形夹13上，第一销31穿过该连接件30且还穿过U形夹13的两个凸块。在距第一销31一定距离处，该连接件30还通过第二连接销32被活动连接在被固定到发动机壳体装配上的U形夹(未示出)上。
从图4能够看出，图4是沿销31的连接区域截取的，分别通过衬套31a、31b和31c将该销嵌入在U形夹13的两个凸块和连接件30上钻的孔中。衬套31c的外表面是球形的。因此，连接件30不仅可以关于销31而且可以关于垂直和穿过衬套31c的中心的任何轴装枢轴。这本身是众所周知的旋转型连接。
尽管仅在图中示出了使用销31的连接件，分别使用销21、41、22、32、42的连接件也是旋转型的。当仅需将力的传输穿过连接件的销时和当需要均衡的悬架时，这些连接件是必要的。
现在描述备用安全连接。
通过指形物43第二连接件40延伸入第一销41的区域，该指形物43与这个连接件构成一个角，从图5能够看出。该指形物43包含被嵌入该中心连接件30、第一销31的区域和平台11之间的部分。图4也表明了在正常工作时指形物43部分的位置。在中心连接件的头部和该指形物之间提供了第一间隙。在该指形物和该平台之间提供了第二间隙。在正常工作模式下在发动机所有工作阶段的过程中，这些间隙保持着。该指形物的形状和该连接件头部的形状使它们的相对角度位置能够在正常工作的范围内变化而不会造成这些间隙的消除是可能的。
通过中心连接件30和备用安全销33之间的连接提供了第二备用安全连接。该销33穿过U形夹15的凸块和中心连接件30的臂。该臂位于中心连接件的第二连接销的区域。因此，该连接件30具有近似V形的形状，这从图中能够看出。由于在该销和中心连接件30或和U形夹15之间具有间隙，不像其他销，在正常工作时没有力被该销传输。
参见图6至图9示出了安全连接的工作。故障部位用十字表示。
图6示例了力的传输被第一侧连接件20中断的情形。然后绕着备用销33的间隙被消除。中心连接件30形成僵硬连接。箭头用来表示被两个活性连接件传输的力的组件的方向。被该侧连接件损失的传输被中心连接件承担。
图7示出了中心连接件的第二销32坏掉时的情形。通过消除间隙，在指形物43和梁之间的备用连接件被激活。由中心连接件损失的传输由第二侧连接件40承担。箭头表示被这两个活性连接件传输的力的组件的方向。
图8示出了第二侧连接件40的传输被损失时的情形。绕着中心连接件30的第二备用连接33的间隙被消除。这个连接激活。在该连接上的力被中心连接件吸收。
图9示出了中心连接件30在梁侧面上发生故障的情形。第二备用连接33的间隙被消除。这个连接激活。
权利要求
1.用于把喷气发动机悬挂到飞机支架上的悬架，包括具有平台(11)的梁(10)，所述平台(11)上具有用于将其固定到所述支架的装置，相对于所述发动机所述平台(11)被横向地布置，第一侧连接件(20)和第二侧连接件(40)，每个通过第一销(21，41)连接至所述梁(10)和通过第二销(22，42)连接至所述发动机壳体，通过以间隙地嵌入在所述梁内提供的孔内的指形物(43)第二侧连接件(40)被延伸到所述第一销的区域以形成备用安全连接，和中心连接件(30)，被布置在所述两个侧连接件(20，40)之间，且通过第一销(31)连接至所述梁和通过第二销(32)连接至所述壳体，其中，所述梁包括用于容纳所述中心连接件(30)的所述第一连接销(31)的U形夹(13)，所述第一销与所述平台(11)具有一定距离以使在所述平台(11)和所述中心连接件(30)之间形成空间，这个空间形成了所述孔，在正常工作时所述第二侧连接件(40)的所述指形物(43)间隙地嵌入所述孔中。
2.如权利要求1所述的悬架，其中当通过所述中心连接件的所述第二销(32)进行的力的传输被中断时所述间隙被消除。
3.如权利要求1或者2所述的悬架，其中通过第三销(33)将所述中心连接件(30)连接至所述梁(10)以形成第二备用连接。
4.如权利要求3所述的悬架，其中当通过第一侧连接件(20)或者第二侧连接件(40)的力的传输被中断时所述第二备用连接的所述间隙被消除。
5.如权利要求3所述的悬架，其中当通过所述中心连接件的所述第一销(31)的力的传输被中断时所述第二备用连接的所述间隙被消除。
6.如权利要求1至5所述的任意一种悬架，其中支撑所述两个侧连接件(20，40)和所述中心连接件(30)的所述第一连接销(21，41，31)的U形夹(12、13、14)与平台一起形成了一块U形横截面。
7.如权利要求1至6所述的任意一种悬架，其中所述连接件(20、30、40)与所述梁或者所述壳体的所述连接是旋转式连接。
全文摘要
本发明公开一种用于把在喷气发动机悬挂在飞机支架上的悬架，包括具有平台(11)的梁(10)，第一侧连接件(20)和第二侧连接件(40)，通过在所述梁内提供的孔内间隙地嵌入的指形物(43)所述第二侧连接件(40)延伸入所述第一销的区域以形成备用安全连接；在所述两个侧连接件(20，40)之间的中间连接(30)，所述梁包括用于容纳所述中心连接件(30)的所述第一连接销(31)的U形夹(13)，第一销与平台(11)具有一定距离以使在所述平台(11)和所述中心连接件(30)之间形成空间，该空间构成所述孔，在正常工作时所述第二侧连接件(40)的所述指形物(43)间隙地嵌入所述孔内。本发明的解决方案使得减小悬架的重量和简化相应的机加工成为可能。
文档编号B64D27/16GK1840426SQ20061006683
公开日2006年10月4日 申请日期2006年3月29日 优先权日2005年3月29日
发明者塞比斯蒂恩·德朗恩, 泽博·吉伯特, 格雷格利·普鲁德豪姆, 马克·泰斯尼尔 申请人:斯奈克玛