专利名称：包括贯穿机身并通过至少一个连接杆连接至机身的用于支撑发动机的结构的飞行器后部部分的制作方法
技术领域：
本发明主要涉及一种飞行器的后部部分，该飞行器配备有紧固于其机身上的发动机。
背景技术：
为了制造这种后部飞行器部分，在现有技术中提出在机身与各个发动机之间插入附连支杆。在该构造中，支杆直接固定在机身上。为了确保原动力朝向机身的符合要求的传递，支杆、支撑支杆的机身部分以及插在这些元件之间的紧固装置需要相当大的尺寸。这相当于阻力，其劣化了飞行器的整个气动性能。其它的解决方案包括提供穿过机身以及由所述机身限定的飞行器的内部空间的用于发动机的支撑结构。在该贯穿结构的通道的经过两个机身开口的水平处，利用多个螺栓或类似的紧固构件将该贯穿结构接合于机身。然而，尽管该解决方案相对于上述解决方案来说可以稍微减小在两个开口中的每一个处引到机身中的作用力——特别是沿支撑结构的方向定向的作用力——的强度，但是开口框仍然保持局部的负载。这样导致需要设置过大尺寸的组件——特别是开口框和周围机身部分，从而有损于飞行器的总质量。
发明内容
因此，本发明的目的是提出一种至少部分地解决关于现有技术实施方式的上述缺点的飞行器的后部部分。为此，本发明涉及一种飞行器的后部部分，其包括-机身，其界定飞行器的内部区域；-至少两个发动机；-用于发动机的支撑结构，其在第一开口和第二开口处穿过所述机身，所述第一开口和第二开口形成于所述机身中并且分布在飞行器的竖直中间平面的两侧上，所述支撑结构具有第一和第二相对端部；-支撑结构的所述第一和第二相对端部各自分别在所述竖直中间平面的两侧上从机身向外突出并且支撑其中一个所述发动机；以及-将所述支撑结构连接到机身的紧固装置，其包括将所述结构连接到形成所述第一机身开口的第一框的第一紧固装置以及将所述结构连接到形成所述第二机身开口的第
二框的第二紧固装置。根据本发明，紧固装置还包括至少一个作用力恢复(effort recovery)连接杆，所述作用力恢复连接杆的第一端部安装在所述支撑结构上，并且所述作用力恢复连接杆的相对端部安装在机身上并与第一开口和第二开口间隔开。因此，本发明所提出的创新设计有利地可以使穿过机身开口框的力的强度最小化，从而允许机身开口框具有与先前看到的尺寸相比的较小的尺寸。实际上，来自发动机并朝向机身定向的一部分力不再利用机身的开口框，而是经过本发明特有的连接杆，因此其第一目的是在机身的与开口间隔开的点处引入原动力。因此，使得机身的开口框内的应力集中基本上最小化。此外，为了在机身开口处使得发动机的支撑结构内的应力集中最小化，优选地使第一连接杆端部也安装在该支撑结构上并离开开口。较小局部受力的结构因此可以具有较小的尺寸，用于不可忽略的质量节约。优选地，沿飞行器的纵向方向观察，所述作用力恢复连接杆相对于飞行器的竖直方向倾斜。这样允许它在如下方向上传递力，即至少一个分量在飞行器的横向方向上定向的方向。实际上，利用容置在机身开口中的第一紧固装置和第二紧固装置来恢复这些横向力是最难的，从而使得所述连接杆的前述定向与实际问题相对应。优选地，设置两个作用力恢复连接杆，两个作用力恢复连接杆关于飞行器的所述竖直中间平面对称地布置。所实现的对称有利地允许在经过连接杆的原动力的恢复中的一定程度的补偿，该连接杆优选地布置在飞行器的横向平面中，但是可替代地可以相对于该平面倾斜。此外，在不超出本发明的范围的情况下可以设置多于两个的连接杆。优选地，所述支撑结构基本上形成V形，并且所述两个作用力恢复连接杆一起基本上形成相对于所述支撑结构的V形倒置的V形。优选地，两个连接杆的所述相对端部基本上安装在机身上的同一点处，所述点属于飞行器的所述竖直中间平面。自然地，在不超出本发明的范围的情况下，它们可以安装在机身的两个不同点处。优选地，每个作用力恢复连接杆在其端部铰接安装。优选地，每个作用力恢复连接杆安装在所述支撑结构的上方，但是也可以设想与其相对的位置。优选地，为了过滤/衰减振动，至少一个作用力恢复连接杆配备有共振器。优选地，所述至少两个作用力恢复连接杆设置成铰接在板上，而板本身铰接在支撑结构上或机身上。这样使得可以平衡由每个连接杆传送的作用力。优选地，所述支撑结构由分别穿过机身的所述第一开口和第二开口的第一半结构和第二半结构制成，所述第一半结构和第二半结构彼此组装使得它们能够在所述内部区域内进行拆卸。因此，这样使得可以极大地有助于发动机的支撑结构的组装和拆卸操作，因为现在其由可逆地彼此组装的两个单独的半结构完成。因此在组装/拆卸过程中这两个所述半结构中的每一个可以独立于另一个进行操作，从而对于操作者来说使得工作更为容易。特别是，在初始组装的过程中以及在支撑结构的更换过程中，每个支撑半结构只需要穿过单个机身开口，这对于操作者来说有利地具有显著的简化。此外，在组装操作过程中，每个所述半结构在插入其相应的机身开口之前在其端部处能够配备有其发动机，然后组装到另一半结构。这相对于先前使用的单个结构的解决方案来说还进一步简化了组装方法，因为在单个结构的解决方案的情况下，仅在将该结构置于机身上之后才可以将发动机组装到该结构上。自然地，假定每个发动机可以在保持附连于其相关联的支撑半结构的同时进行放
4置，于是在从发动机上拆卸支撑结构的过程中也可以观察到该上一优点。最后，由具有两个所述半结构的实施方式产生的另一优点在于，当从前部观察它们时，它们可以相对于彼此倾斜，特别是使得它们形成V形。然而，在不超出本发明的范围的情况下，能够考虑由单个件制成的并且穿过机身的两个开口的贯穿支撑结构。在下面的非限制性的详细说明中，本发明的其它特征和优点将变得明显。
将参照附图完成该说明，附图中-图1示出了根据本发明的一个优选实施方式的飞行器后部部分的立体简图；-图2示出了图1所示的飞行器后部部分的横截面的更加详细的视图，已故意地省略了用于将发动机的支撑结构紧固到机身上的装置；-图加示意出用于前面附图所示的后部部分的组装方法；-图3图示出与图2的视图类似的视图，在该图中示出了用于将发动机的支撑机构紧固在形成机身开口的框上的第一紧固装置和第二紧固装置，所述第一紧固装置和第二紧固装置采用第一实施方式的形式，该图还对应于沿图4的竖直线III-III的横截面图；-图3a示出了图3所示的构造的第一替代方案；-图北示出了图3所示的构造的第二替代方案；-图4示出了沿图3的竖直线IV-IV的横截面图；-图5示出了与图3的视图类似的视图，在该图中发动机的支撑结构是根据可替代实施方式制成的；-图6示出了与图3的视图类似的视图，在该图中所述第一紧固装置和第二紧固装置采用第二实施方式的形式，该图还对应于沿图7的竖直线VI-VI的横截面图；-图7示出了沿图6的竖直线VII-VII的横截面图；-图8是图6和图7所示的第一支撑半结构的立体图；-图9示出了与图6的视图类似的视图，在该图中所述第一紧固装置和第二紧固装置采用第三实施方式的形式，该图还对应于沿图10的竖直线IX-IX的横截面图；-图10示出了沿图9的竖直线X-X的横截面图；-图11示出了属于图9和图10所示的第一紧固装置的其中一个联锁元件的横截面示意图；以及-图12示出了属于图9和图10所示的第一紧固装置的其中一个第二阻尼构件的横截面示意图。
具体实施例方式图1示出了采用本发明的一个优选实施方式的形式的飞行器的后部部分1。在整个下面说明中，按照惯例，X指的是飞行器的纵向方向，其平行于该飞行器的纵向轴线2。Y指的是相对于飞行器横向定向的方向，而Z指的是竖直方向或高度，这三个方向X、Y和Z彼此垂直。此外，术语“前”和“后”应该相对于飞行器受到由发动机施加的推力之后向前运动的方向来考虑，该方向由箭头4示意性地示出。总的来说，后部部分1包括机身6，该机身6具有基本上圆形、椭圆形或类似的横截面，具有穿过纵向轴线2的中心，并且界定飞行器8的内部区域。此外，其包括至少两个发动机10，该至少两个发动机10布置在经过轴线2的竖直中间平面P的任一侧上。在优选实施方式中，设置两个发动机10，一个发动机位于机身6的其中一侧上，这些发动机一般能够是涡轮喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机或其它类型。这些发动机中的每一个均具有基本上平行于方向X的纵向轴线12。为了确保这些发动机的悬置，设置有支撑结构14，该支撑结构14优选地布置在横向平面中，并且具有穿过内部区域8并且在机身的两个开口处穿过机身的特性。如图1所示，该结构14的沿横向离开平面P并从机身向外突出的部分由空气动力整流罩16覆盖。更明确地，参照图2，能够看出支撑结构14在形成于机身中的第一开口和第二开口一均标记为18——处穿过机身6。这两个开口 18分布在竖直中间平面P的两侧上，并且相对于竖直中间平面P对称布置，该平面P也基本上构成针对飞行器的整个后部部分的对称平面。支撑结构14具有第一相对端部和第二相对端部——均标记为20，每个相对端部分别在平面P的任一侧上从机身向外突出并且支撑其中一个发动机10。每个端部20因此被比作刚性的附连支杆4结构，例如具有等同于或类似于从现有技术已知的设计，用以在机翼下面悬置发动机，并且因此确保原动力的朝向飞行器的结构的传递。在该优选实施方式中，发动机的支撑结构14由第一半结构和第二半结构——均标记为22——制成，并且分别穿过机身的第一开口 18和第二开口 18。此外，它们彼此组装使得它们能够在内部区域8内进行拆卸。为此，第一半结构22 具有与第一端部20相对的内端部24，并且第二半结构22具有与第二端部20相对的另一内端部24，因此两个内端部MJ4彼此接触并且组装使得它们能够在内部区域8内进行拆卸，例如，利用螺栓和/或安全销(未示出)。优选地，在紧固界面所位于的平面P处完成两个所述半结构22、22之间的接合，由此平面P穿过螺栓和/或销。通常，该平面P构成针对发动机14的支撑结构的对称平面， 从如图2所示的前面观察，该支撑结构基本上是V形形状。实际上，视为位于图2中的左侧的第一半结构22以朝向顶部延伸并远离平面P的方式相对于方向Y倾斜，同样，视为位于图2中的右侧的第二半结构22也以朝向顶部延伸并远离平面P的方式相对于方向Y倾斜。因此，第一半结构22沿在横向平面内相对于方向 Y和Z倾斜的第一方向28a延伸，同时，第二半结构22沿在同一横向平面内也相对于方向Y 和Z倾斜的第二方向2 延伸。每个半结构22、22采用梁或盒的形式，所述半结构从布置在平面P中的其内端部 24在其相关联的方向28a、28b上基本上直线地延伸至支撑其中一个发动机10的其相对端
部 20,20ο在优选实施方式中，由结构14形成的V形朝上开口，并且其尖端布置在纵向轴线2 的上方。由于V形的尖端的定位自由以及设定V形的角度值的自由，所以使得可以最佳地适应所存在的不同的应力，并且特别是使得可以最佳地限制在半结构22、22的外段处所遭受的空气动力学断裂。实际上，支撑结构设计成使得从前面观察时针对每个半结构-机身的水平中间平面P'与线32之间的锐角(V)大于25°，所述线32连接机身的轴线2和发动机的纵向轴线12 ；以及-在所述半结构沿其延伸的方向^aJSb与在所述半结构的通道处垂直于机身的方向34之间的锐角(W)小于20°。该角(V)的相对较大的值使得可以将发动机布置在相对于机身的期望的高度处， 例如发动机轴线12位于靠近机身的上端部的水平面中，同时，相对较小的角(W)——其转化成在机身与每个半结构之间的间距——的值使得可以免除附加的空气动力学整流罩的存在。上述设计允许容易地组装和拆卸支撑结构14。实际上，参照示意出用于组装飞行器的后部部分1的方法的图2a，能够看出该方法包括用于放置第一半结构22的步骤，即 在第一半结构22的内端部M置于朝向运动方向36a的前方的情况下，通过第一半结构22 的运动使其穿过第一机身开口 18，该运动方向36a例如对应于所述第一半结构一旦安装后进行延伸的第一方向^a。同时地或相继地，实施用于放置第二半结构22的步骤，即在第二半结构22的内端部M置于朝向运动方向36b的前方的情况下，通过第二半结构22的运动使其穿过第二机身开口 18，该运动方向36b例如对应于该第二半结构一旦安装后进行延伸的第二方向 28b。在这两个步骤中的每个步骤中，发动机10能够已经安装在外端部20上(图加中未示出)，以便简化及缩短该组装方法。此外，使得内端部M、24的尺寸设置成能够穿过它们相应的机身开口 18、18，优选地，即使当配备有它们的用于两个半结构的组装的增强装置——例如肋或类似装置—— 时，也使得内端部对、24的尺寸设置成能够穿过它们相应的机身开口 18、18。可替代地，仅当内端部M、24已经穿过开口 18、18之后，才将这些增强装置安装在内端部24J4上。通常，在中间开口平面中的情况下，开口的高度与半结构的高度的比值在1.3和2 之间。此外，在该相同的平面中，在X方向上，开口的深度与半结构的深度的比值在1.1和 1. 5之间。然后，利用优选地沿方向Y定向的前述连接装置将第一半结构22的内端部M组装在所述第二半结构22的内端部M上。在机身与发动机的支撑结构之间设置有紧固装置。图3和图4示出了第一优选实施方式。这些装置首先包括将第一半结构连接至形成第一机身开口的第一框的第一紧固装置，以及将第二半结构连接至形成第二机身开口的第二框的第二紧固装置。第一紧固装置和第二紧固装置具有基本上同样的设计并且关于平面P对称，下面将仅描述第一装置。首先，应当指出，第一开口 18——其具有与第二开口 18的设计同样的或类似的设计——是利用内机身蒙皮40a中的通道和外机身蒙皮40b中的另一相对的通道形成。这两个通道分别形成开口 18的入口和开口 18的出口。所述开口在前面由前部机身框架42界定并且在后面由另一后部机身框架42界定。如图4所示，位于两个前述框架之间的其它机身框架42能够进行切割以便呈现开口 18。此外，开口在上面由上关闭横档44界定，该上关闭横档44优选地在X方向上延伸过机身的整个厚度，并且其连接两个前部机身框架和后部机身框架42、42。同样地，开口 18在下面由下关闭横档46界定，该下关闭横档46优选地在X方向上延伸过机身的整个厚度，并且其连接两个前部机身框架和后部机身框架42、42。该四个元件42、42、44、46 —起形成限定开口 18的第一框50。因此，在由图3的线IV-IV限定的竖直平面中，如在中间开口平面——其能够被看作垂直于半结构22并且基本上在开口的入口与开口的出口之间的中间处穿过开口的平面——中一样，框50利用由前述元件42、42、44、46分别限定的其四个面42' ,42' ,44'、 46'而呈现四边形的形式。在这些相同的平面内，半结构22的四个面也形成四边形，半结构的面和开口的面两两相对。因此，半结构的前部面52'与框的前部面42'相对，半结构的后部面52'与框的后部面42'相对，半结构的上部面与框的上部面44'相对，半结构的下部面56'与框的下部面46'相对。确保将第一半结构22组装在第一框50上的第一紧固装置首先包括多个螺栓53， 该螺栓53基本上垂直于半结构22的方向^a并布置在平面TL中，从而允许上部面
钩在框的上部面44'上。因此，在半结构22的沿方向X间隔开的两个不同位置处设置有一个或成行地布置的多个螺栓。这样使得可以确保在平面H中沿垂直于方向^a的方向上——由两个箭头58、60所示意——的作用力的恢复。换言之，这些螺栓53使得可以恢复在中间开口平面中或与其平行的平面中的作用力。类似地，第一紧固装置包括一个或多个螺栓61，该螺栓61基本上垂直于半结构22 的方向^a并且布置在一个或多个平面YL中，从而允许前部面52'钩在框的前部面42' 上。因此，优选地，在半结构22上设置有螺栓61，使得可以确保在平面TL中沿垂直于方向 28a的方向上——如在图4中由箭头62所示意——的作用力的恢复。换言之，该螺栓61还使得可以恢复在中间平面或与其平行的平面中的作用力，并且更优选地恢复在螺栓61延伸的方向X上的作用力。可替代地，可以以不同于在其前部面42'和上部面44'上的其它的方式将半结构22压在框50上。事实上，优选地设法将所述半结构22压在框的两个附连面上，因此根据其中一个替代方案，该两个附连面可以是下部面46'和后部面42'。优选地，每个螺栓53、61或每行螺栓设置成形成柔性紧固件。例如，这通过一个或多个阻尼构件——例如由诸如弹性体或橡胶类型的可弹性变形的聚合物材料制成的构件——来完成，从而使其可以衰减振动并且因此从振动方面参与机身和发动机的隔离。此处，该阻尼构件优选地采用挤压在两两组装的面42' ,52'和 44' ,54'之间的弹性体块64的形式，由于拉紧作用力而从引入螺栓53、61中的牵引作用力所导致的挤压经过所述块。然而，尽管由于该解决方案能够获得振动衰减性能而使得该解决方案是优选的，但是可替代地，在不超出本发明的范围的情况下，可以考虑两两组装的面42'、52'和44' ,54'之间的刚性的和直接的接触。图3更加明确地示出通过本发明所特有的一个或多个作用力恢复连接杆的存在来完成第一紧固装置和第二紧固装置。这样总体上使得可以将穿过开口框50的作用力的强度最小化，从而允许框50与先前遇到的框相比具有较小的尺寸。
8
在图示的实施方式中，设置有关于平面P对称布置的两个连接杆66。这些连接杆中的每一个具有在支撑半结构22中所示的第一端部或下端部，并且其相对端部或上端部离开开口 18安装在机身上。由于采用对称方式，所以将仅描述图3中的左连接杆66，即完成第一紧固装置的连接杆。为了使得在开口 18处的支撑半结构22内的应力集中最小化，优选地，使得第一连接杆端部也以离开开口的方式安装在该支撑结构上，因此优选地处于内部空间8内。该第一端部8优选地铰接安装在半结构22上，例如利用与其一体的配件68。然后其延伸并同时靠近竖直中间平面P，在该竖直中间平面内其相对端部安装在机身上，优选地如图所示安装在其上部部分。此处同样，该连接优选地是铰接式的，利用朝向内部区域突出的配件70或机身框架延伸部。两个作用力恢复连接杆一一其优选地布置在横向平面中并且它们的相对端部基本上安装在机身的平面P的同一点处——一起基本上形成相对于支撑结构14的V形的倒置的V形。然而，能够根据所遇到的需求改变连接杆的位置和定向。从这一方面来讲，连接杆可以布置在结构14的下面，而不是如图所示的布置在结构14的上面。通常，优选地，沿如图3中的方向X观察，每个作用力恢复连接杆66相对于方向Z 倾斜。这样允许其沿如下方向传递作用力，S卩该方向的至少一个分量沿方向Y定向。实际上，利用容置在机身开口 18中的第一紧固装置来恢复这些横向作用力是最困难的。在图示的实施方式中，每个连接杆66基本上相对于方向Y和Z倾斜，从而当其朝向内侧延伸时上升。然后在这两个连接杆方向上——由图3的两个箭头72所示意——的作用力因此通过紧固装置完全恢复。然而，在不超出本发明的范围的情况下，其中一个可替代的解决方案是将每个连接杆66沿方向Y定向。在支撑结构14与机身6之间能够设置多个如图3所示的连接杆66，因此它们的数量不限于一个或两个。此外，一个或多个连接杆分别能够由可衰减/过滤传送至机身的振动的阻尼支撑件(damping jack)(未示出)来替换。仍然在相同的目标——即在衰减/过滤能够由连接杆66传递至机身的振动—— 的情况下，可以在它们中的至少一个上配备共振器，图3a示出了共振器的示例。在该图中， 共振器配备在连接于机身6的配件70的连接杆的端部。该竖直地延伸的共振器150包括槌部152，该槌部152通过它的其中一个端部连接到连接杆端部，同时它的另一端部支撑块体154。如由图3a的箭头156示意性地示出，通过连接杆传递至机身的振动的衰减是通过块体巧4绕机身的配件70上的连接杆的铰链销——即配件70上的槌部的铰链销——的摆动运动来完成。此外，如上所述，能够根据所遇到的需求和限制来修改连接杆66的布置。在图北中，两个连接杆66分别具有外端部(未示出)和内端部，该外端部紧固、优选地铰接在机身上、优选地在机身的横向部分上，该内端部紧固在、铰接在板158上，而板158本身铰接在支撑结构14上、优选地在其中部。因此，两个连接杆66的内端部连接在板的优选地在方向X 上定向的铰链销160的两侧上，因此能够平衡由每个连接杆66引入的作用力。此外，假定其消除了由具有两个连接杆的结构所造成的超静定，于是该附加的板极大地有助于组装。图3b示出了如下构造，即由两个连接杆66形成的V形是朝下开口的并且总体上布置在支撑结构14的下面，但是这是非限制性的。可替代地，连接两个连接杆端部的板158可以铰接在机身上，例如关于图3进行描述的机身配件70上，而不是在支撑结构上。图5示出了如下实施方式，其中保留前述的紧固装置，仅发动机的支撑结构14具有不同的设计。实际上，支撑结构不再由彼此紧固的两个半结构制成，而是由穿过两个开口 18,18的单个结构制成，该单个结构优选地是直线的和横向的。应当指出，可以使用这种类型的结构，而与所选择的紧固装置的特性无关。具体地，其适用于下面将要描述的紧固装置的其它优选实施方式。图6至图8示出了另一优选实施方式，在该实施方式中，第一紧固装置和第二紧固装置分别采用第二实施方式的形式，此处保留作用力恢复连接杆66。实际上，因为第一紧固装置与第二紧固装置是相同的且对称的，所以将仅描述第一紧固装置，第一紧固装置现在包括在半结构22的后部面52'与框的后部面42'之间的铰接式连接。为此，平行于方向^a的轴80将分别连接与相对的面42' ,52'整合为一体的轭部82和配件84，反之亦然。优选地，半结构22和框50的其它面没有连接装置，但是仍然成对地相对。所获得的连接确保了在平面H中沿垂直于方向^a的方向上——如由箭头86 所示意——的作用力的恢复以及在平面TL中沿垂直于方向^a的方向上——如由箭头88 所示意——的作用力的恢复。换言之，与轴80的该连接使得可以沿着彼此垂直的两个方向——优选地包括如由箭头88所示的方向X——恢复在中间开口平面或与其平行的平面中的作用力。图9和图10示出了另一优选实施方式，在该实施方式中，第一紧固装置和第二紧固装置分别采用第三实施方式的形式，此处也保留作用力恢复连接杆66。第一紧固装置和第二紧固装置具有基本上相同的设计并且关于平面P对称，下面将仅描述第一装置。在该第三实施方式中，第一紧固装置首先包括至少一个支撑结构的联锁元件 (blocking element)，当该联锁元件一方面支承在第一框50上并且另一方面支承在支撑半结构22上时承受压缩载荷。在该构造中，第一紧固装置至少部分地利用联锁元件形成，该联锁元件在压缩中工作、而不再是如现有技术的螺栓类型或类似类型的传统元件中的情况一样在牵引中工作。这样使得易于更换这些联锁元件，因为联锁元件能够完全处于机身开口 18中，而无需穿过框50或支撑半结构22。通常，附图标记为90、92的每个联锁元件承受压缩载荷以致在结构的给定面上施加力，这样导致与该给定面相对的面以接触或非接触的方式支承在框的与其相对的面上。 因此，在图示的实施方式中，联锁元件90、92设置成分别在两个单独的方向上承受压缩载荷，并且安装在中间开口平面中，这样足以在机身开口的中间平面的所有方向上相对于框 50保持半结构22。更明确地，第一紧固装置包括图9和图10中示意性地示出的联锁元件90，承受压缩载荷的这些元件90支承在半结构的上部面上和框的上部面44'上。因此，在半结构22的沿方向X间隔开的两个或多个不同的位置处设置有一个或成行地布置的多个元件
1090。这样使得可以确保在平面H中在垂直于方向^a的方向上的作用力的恢复。换言之， 这些联锁元件90使得可以恢复中间开口平面中或与其平行的平面中的作用力。类似地，第一紧固装置包括在图10中示意性地示出的联锁元件92，承受压缩载荷的这些元件92支承在半结构的后部面52'与框的后部面42'之间。因此，在半结构22的沿方向Z间隔开的两个或多个不同的位置处设置有一个或成行地布置的多个元件92。这样使得可以确保在平面)(Z中在垂直于方向^a的方向上的作用力的恢复。换言之，这些联锁元件92也使得可以恢复中间开口平面中或与其平行的平面中的作用力，并且更优选地恢复在方向X上的作用力。此处，为了使前部面52'压靠框的前部面42'并且为了使下部面56'压靠框的下部面46'，将联锁元件90、92设置在后部面42'和上部面44'上。可替代地，可以将联锁元件90、92设置在框的不同于后部面42'和上部面44'的面上。事实上，优选地，通过将承受压缩载荷的联锁元件设置在前部面42'和下部面46'上，设法将该半结构22压在框的两个附连面上，因此根据其中一个可替代的方法，该两个附连面可以是后部面42'和上部面44'。如下面将详细描述，每个联锁元件90、92或每行元件优选地设置成利用阻尼构件形成柔性紧固。此外，第二阻尼构件94、96插入到支撑半结构和框50的其它两个附连面42 ‘、 46'之间。第二阻尼构件使得在支撑结构与框之间不存在直接接触，即使可以预期这种直接接触。当不设置这种阻尼构件和第二阻尼构件时，于是在支撑结构与框之间获得所谓的刚性组装。然而，如图示的实施方式中的情况一样，每个联锁元件经由阻尼构件支承在所述支撑结构上和/或其相关联的框上。如上所述，这样有利地使得可以获得针对第一紧固装置和第二紧固装置的一定的柔性，从而减小机身中的振动。换言之，优选地由例如弹性体或橡胶类型的可弹性变形的聚合物材料制成的阻尼构件有利地使得可以衰减振动，并且因此从振动方面参与隔离机身和发动机的隔离。此处同样，可替代地，能够使用弹簧类型的其它阻尼构件。图11示出了针对结合有这种阻尼元件的每个联锁元件90、92的一个可能的实施方式。在该图中，示出了联锁元件90包括杆98形式的构件，该杆定向成基本上垂直于其连接的面44' ,54'。与半结构的面协同作用的该杆98的端部支承在设置于该面上的壳体100中。为了更好地保持支承，形成第一支承表面101的该端部能够是弯曲的并且具有与壳体100的形状互补的形状。在横档44的上部面44'上，设置有容纳例如弹性体块的形式的阻尼构件104的壳体102。壳体102的底部由可取下的螺母106形成，该螺母106 允许在无需取下如图11所示的穿过每个元件104、106的杆98的情况下更换弹性体块104。为了在杆上施加压缩作用力，杆具有另一支承表面108，该另一支承表面108与弹性体块104接触，并且更明确地与块的搁置在壳体102底部上的面相对的面接触。该支承表面108能够设置在拉紧构件110上，该拉紧构件以螺纹连接的方式安装在杆98的螺纹部分112上。这样有利地使得可以构成用于调节分别支承在支撑结构上和框上的两个支承表面101、108之间的间距的装置。该功能不仅使得可以有助于联锁元件90在开口中的放置，而且当旋拧拉紧构件110时可以对联锁元件施加期望值的压缩预应力。此外，优选地，使得阻尼构件104只能够在有限的挤压行程C上进行压缩，超出该挤压行程C，结构与框之间的刚性接触会阻止继续挤压。该接触例如通过使支承表面108邻接抵靠表面114来获得，表面114界定了容纳弹性体块104的壳体102的开口。图12图示了针对结合有第二阻尼构件94、96的每个连接件的一个可能的实施方式。该图示出在横档46的下部面46'上，设置有容纳例如弹性体块形式的第二阻尼构件94的壳体120。壳体120的底部由可取下的螺母122构成，由于轴IM与螺母122整合为一体，因此允许例如通过拧开螺母来容易地更换弹性体块94。块94因此支承在壳体120的底部中以及支承在面56'的指定表面1 上。由此将块94挤压在这两个支承力之间。此外，优选地，使得第二阻尼构件94只能够在有限的挤压行程C'上进行压缩，超过该挤压行程，结构与框之间的刚性接触会阻止继续挤压。该接触例如通过使表面126邻接抵靠表面1 来获得，表面1 界定了容纳弹性体块94的壳体120的开口。因此，可推断出，确保半结构22组装到框50中的第一紧固装置独有地是承受压缩载荷的元件。如上所述，第一紧固装置和第二紧固装置由作用力恢复连接杆66完成。当然，本领域的技术人员能够对只作为非限制性示例进行描述的本发明进行各种改型。从这方面来讲，应当指出，关于给定实施方式所描述的每个特征能够应用于所有其它的设想的实施方式。
权利要求
1.一种飞行器的后部部分(1)，其包括机身(6)，所述机身界定所述飞行器的内部区域(8)；至少两个发动机(10)；用于所述发动机的支撑结构(14)，所述支撑结构在第一开口和第二开口(18、18)处穿过所述机身，所述第一开口和第二开口形成于所述机身中并且分布在所述飞行器的竖直中间平面(P)的两侧上，所述支撑结构具有第一和第二相对端部O0、20)；所述支撑结构的所述第一和第二相对端部各自分别在所述竖直中间平面的两侧上从所述机身向外突出并且支撑其中一个所述发动机；以及将所述支撑结构(14)连接到所述机身(6)的紧固装置，所述紧固装置包括将所述结构连接到形成所述第一机身开口(18)的第一框(50)的第一紧固装置以及将所述结构连接到形成所述第二机身开口(18)的第二框(50)第二紧固装置；其特征在于，所述紧固装置还包括至少一个作用力回复连接杆(66)，所述作用力回复连接杆的第一端部安装在所述支撑结构(14)上，并且所述作用力回复连接杆的相对端部安装在所述机身(6)上并与所述第一开口和第二开口(18、18)间隔开。
2.根据权利要求1所述的飞行器的后部部分，其特征在于，沿飞行器的纵向方向(X)观察，所述作用力恢复连接杆(66)相对于所述飞行器的竖直方向(Z)倾斜。
3.根据权利要求1或2所述的飞行器的后部部分，其特征在于，设置两个作用力恢复连接杆(66、66)，所述两个作用力恢复连接杆关于所述飞行器的所述竖直中间平面(P)对称地布置。
4.根据权利要求3所述的飞行器的后部部分，其特征在于，所述支撑结构(14)基本上形成V形，并且所述两个作用力恢复连接杆(66、66) —起基本上形成相对于所述支撑结构的V形倒置的V形。
5.根据权利要求3或4所述的飞行器的后部部分，其特征在于，所述两个连接杆(66、 66)的所述相对端部基本上安装在所述机身(6)上的同一点处，所述点属于所述飞行器的所述竖直中间平面。
6.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器的后部部分，其特征在于，每个作用力恢复连接杆(66)在其端部铰接安装。
7.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器的后部部分，其特征在于，每个作用力恢复连接杆(66)安装在所述支撑结构的上方。
8.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器的后部部分，其特征在于，至少一个作用力恢复连接杆(66)配备有共振器(150)。
9.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器的后部部分，其特征在于，至少两个作用力恢复连接杆(66)设置成铰接在板(158)上，所述板本身铰接在所述支撑结构(14)上或所述机身(6)上。
10.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器的后部部分，其特征在于，所述支撑结构(14)由分别穿过所述机身的所述第一开口和第二开口(18、18)的第一半结构和第二半结构(22、22)制成，所述第一半结构和第二半结构彼此组装使得它们能够在所述内部区域 ⑶内进行拆卸。
全文摘要
本发明涉及一种飞行器的后部部分(1)，其包括通过第一开口和第二开口(18、18)贯穿机身的用于支撑发动机的结构(14)。所述后部部分包括将所述结构(14)连接到机身(6)的连接装置，其中第一连接装置将所述结构连接到形成第一开口(18)的第一框(50)并且第二连接装置将所述结构连接到形成第二开口(18)的第二框(50)。根据本发明，连接装置还包括至少一个作用力恢复连接杆(66)，作用力恢复连接杆的第一端部安装在所述结构(14)上并且相对端部在距第一开口和第二开口一定距离处安装在机身上。
文档编号B64D27/20GK102177067SQ200980140586
公开日2011年9月7日 申请日期2009年9月16日 优先权日2008年9月18日
发明者劳伦特·拉丰, 弗雷德里克·茹尔纳德, 德尔菲娜·贾尔伯特, 艾蒂安·巴杜 申请人:空中客车营运有限公司