专利名称：用于附接飞行器涡轮发动机的包括对齐的前翼联结件的挂架的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种用于附接飞行器的涡轮发动机的挂架。这种附接挂架，也称作 “EMS”(发动机安装结构)，允许涡轮发动机悬挂于飞行器的翼的下方或者允许该涡轮发动机安装于上述翼的上方。
背景技术：
这种附接挂架实际上设置成用于在涡轮发动机与飞行器的翼之间形成连接界面。 这可以将由飞行器相关联的涡轮发动机所产生的力传递至该飞行器的结构，并且还允许在发动机与飞行器之间形成燃料、电、液压系统和空气的通路。为了确保的力的传递，挂架包括通常为箱类型的刚性结构，也称作主要结构，即， 由通过横跨肋连接在一起的上翼梁和下翼梁的组件所形成，其中也可设置横向板。另一方面，挂架设有插入在涡轮发动机与挂架的刚性结构之间的安装系统，该系统总体包括至少两个发动机联结件，通常至少一个前联结件和至少一个后联结件。此外，安装系统包括用于获取涡轮发动机产生的推力的装置。在现有技术中，该装置例如呈两个横向连接杆的形状，一方面连接到涡轮发动机的风扇壳体的后部，另一方面连接到附接在涡轮发动机的中央壳体上的后联结件。同样地，附接挂架还包括插在该挂架的刚性结构与飞行器的翼之间的第二安装系统，该第二系统，还称作用于将挂架附接在翼上的设备，通常由两个或三个联结件组成。最后，挂架设有确保对所述(多个)系统的隔离和保持并支撑空气动力学减阻装置的次要结构。如上所述，现有技术的用于附接涡轮发动机的常规挂架大体呈平行立面体箱的形状，具有大的尺寸以便能够获取由相关联的涡轮发动机产生的力的总和并将它们传递到翼。对此，应该注意的是，用于将挂架附接在翼上的设备包括翼后联结件，翼后联结件通常被设计为以便至少获取沿挂架的横跨方向施加的力，以便能够参与和位于箱的更前方的另外翼联结件一起获取沿竖直方向施加的力矩，所述另外翼自身还获取沿横跨方向施加的力。这种用于获取沿竖直方向施加的力矩的方法特别需要巨大横跨宽度的箱设置在挂架的后部，更普遍地设置在跨越挂架的整个长度上。因此，由挂架后部的非常大的横跨宽度明显导致的悬挂的大尺寸，不可避免地引起从环形风扇通道逃逸的次要气流的严重扰动(这由大的拖曳直接地表现)，并引起涡轮发动机输出和燃料消耗方面的损失。为了应对该问题，文献FR 2 909 973提出了一种具有刚性结构的挂架，该刚性结构一方面包括前部纵向中央箱体，另一方面包括用于将挂架附接在飞行器的翼上的设备， 用于将挂架附接在翼上的这些设备包括两个翼侧部联结件，每个被设计为获取沿挂架的纵向方向施加的推力，并且在该挂架上具有被附接到前部纵向中央箱体的连接支架，用于将挂架附接在翼上的设备还包括相对于侧部联结件位于后方的翼后部联结件。此外，刚性结构还包括与前部纵向中央箱体相比横向宽度减小的后部结构，后部结构从前部纵向中央箱体向后延伸并支承设计为仅获取沿挂架的竖直方向施加的力的翼后部联结件。因此，在文献FR 2 909 973提供的这种方案中，通过两个翼侧部联结件而不再通过翼后部联结件实现获取沿竖直方向施加的力矩，每个翼侧部联结件获取沿纵向方向的推力。这样，应该注意到，主要专用于获取由涡轮发动机产生的推力的侧部联结件自然地设计为承受非常大的力通过，以便通过获取纵向推力来获取沿挂架的竖直方向施加的力矩的额外功能不会造成这些翼侧部联结件的任何过大尺寸，也不会造成挂架上的纵向中央箱体的过大尺寸。此外，用于获取沿竖直方向施加的力矩的该具体方法不再需要刚性结构的位于翼侧部联结件后方的部分具有过大尺寸的宽度，假定刚性结构的该部分不再专用于获取沿竖直方向的该力矩。在这种方案中，设置用于将挂架附接在飞行器的翼上的设备由该两个翼侧部联结件、相对于侧部联结件位于后方的翼后部联结件以及相对于侧部联结件位于前方的翼前部联结件形成。该前部联结件专用于获取沿挂架的横跨方向Y施加的力。尽管该方案应付了上述的问题，但发现这种方案可能好，尤其是在与侧部联结件集成的竖直支架的机械特性方面。这些支架，其与轭协作，实际上具有沿横跨方向Y弯曲的趋势。所产生的挠曲不仅对机械疲劳不利，而且还引起由这些支架承载的环状物的移动，每个环状物意于接纳在支架与侧部联结件中的其相关联轭之间的构件。
发明内容
因此，本发明的目的在于提出一种用于附接飞行器涡轮发动机的挂架，其至少部分地克服上面针对现有技术的实施例的所提及的缺陷。因此，本发明的目的是提供一种用于附接飞行器涡轮发动机的挂架，所述挂架具有刚性结构和用于将挂架附接在飞行器的翼上的设备，用于将挂架附接在翼上的所述设备包括两个侧部前联结件，每个设计为以便获取沿挂架的纵向方向(X)施加的推力，每个侧部前联结件包括支架，支架钻有第一开孔并旨在牢固地附接到刚性结构、翼中的一个元件，以及轭，旨在被牢固地固定到这些元件中的其它元件，以及接合构件，其通过穿过所述第一开孔连接所述支架和轭，所述附接设备还包括设计为获取沿挂架的横跨方向(Y)施加的力的中央前部联结件。根据本发明，所述中央前部联结件包括球接合件，并置于侧部前联结件之间，使得球接合件的中心在沿横跨方向(Y)看时位于侧部前联结件的两个第一开孔中的每个中。具体地，三个前翼联结件的对齐允许侧部联结件的支架的挠曲大幅减小，由此减小疲劳应变。此外，优选由这些支架承载的环状物的移动的现象大幅减小乃至消失。当球接合件的中心与侧部前联结件的两个第一开孔的中心对齐时，这些优点变得更明显。优选地，所述刚性结构包括箱体，箱体包括上翼梁、下翼梁以及两个侧板。如沿横跨方向(Y)观察时，侧部前联结件的两个第一开孔的中心位于所述上翼梁或下翼梁中，这取决于涡轮发动机将要放置在翼的上方还是下方。这使得可以不将任何随之产生的附带力矩引入到箱体中。当中央前部联结件的球接合件的中央本身也位于所述上翼梁或下翼梁中时，该优点得到加强。优选地，所述附接设备还包括具有球接合件的后部联结件，特别与由支架和配件构成的组件相比，其总体上减小了这种联结件的质量和体积。优选地，用于将挂架附接在飞行器的翼上的所述设备由所述后部联结件、所述两个侧前联结件、和所述中央前部联结件形成，所述后部联结件设计为仅获取沿所述挂架的竖直方向(Z)施加的力，所述两个侧前联结件设计为仅获取沿所述挂架的纵向方向(X)和沿所述挂架的竖直方向(Z)施加的力，所述中央前部联结件(15)设计为仅获取沿所述挂架的横跨方向(Y)施加的力。这样，有利地，可形成获取在挂架的刚性结构与飞行器的翼之间的力的均衡系统。本发明的目的还在于一种用于飞行器的发动机组件，其包括附接挂架诸如已经示出的附接挂架，以及至少包括这种发动机组件的飞行器。通过下面的非限制性的详细描述，本发明的其它优点和特征将变得明显。
将参照附图进行描述，其中
图1示出了用于飞行器的发动机组件的示意性侧视图，该发动机组件包括根据本发明的优选实施例的附接挂架；
图2示出了图1所示的附接挂架的更详细的立体图； 图3示出了图2所示的附接挂架的俯视图4示出了通过附接设备悬挂于飞行器的翼下的在图2和图3所示的附接挂架的侧视
图5示出了图4所示的附接挂架和附接设备的立体图；以及图6示出了用于将挂架的刚性结构附接在翼下方的设备的一部分的局部侧视放大图。
具体实施例方式参照图1，看到用于飞行器的发动机组件1，意于附接在此飞行器的翼/螺旋桨3 下方，该组件1包括根据本发明优选实施例的附接挂架4。总体上，发动机组件1包括涡轮发动机2和附接挂架4，附接挂架4特别地设有多个发动机联结件6、8、9、多个翼联结件lla、llb、13、15以及支承这些联结件的刚性结构10。 作为指示，应注意的是，通过多个翼联结件悬挂于飞行器的翼下方的组件1还意于由发动机舱(未示出)包围。按照惯例，在以下描述中，挂架4的纵向方向，其也可看作是涡轮发动机2的纵向方向，称作X，此方向X平行于此涡轮发动机2的纵向轴线5。另一方面，表示相对于挂架4 横跨地定向并还可看作是与涡轮发动机2的横跨方向的方向称作Y，并且Z是竖直方向或者高度方向，这三个方向X、Y和Z相互垂直。另外，术语“前”和“后”应该被认为是相对于飞行器的前进方向，其是由涡轮发动机2所施加的推力所引起，此方向由箭头7示意性示出。在示意图1中，可看出仅示出了附接挂架4的发动机联结件6、8、9和翼联结件 lla、llb、13、15以及刚性结构10。此挂架4的未示出的其它构件，例如，确保对所述系统的
5隔离和保持并支撑空气动力学的减阻装置的次要结构，是与现有技术中遇到的构件相同或类似的元件，并且是本领域的技术人员公知的。因此，将不再对其进行详细描述。另一方面，涡轮发动机2在前端处具有限定环形风扇通道14的大尺寸的风扇壳体12，并且朝后包括较小尺寸的中央壳体16，该中央壳体16容纳此涡轮发动机的核心。最后，中央壳体16向后延伸有尺寸比壳体16的尺寸更大的喷射壳体17。当然，壳体12、16 和17彼此牢固地附接。如前面所述的，优选地，在此涡轮发动机具有强的稀释率(dilution rate)ο如可从图1中看出，前发动机联结件6在风扇壳体12的周缘和后部处附接到风扇壳体12，联结件6与由轴线5和方向Z限定的竖直平面P相交。如图2中示意性示出的，该前联结件6可常规地由连接杆/锁链和配件的组装而形成。另外，设有后发动机联结件8，如图1示意性示出和图2更详细地示出，该联结件9 也常规地由连接杆/锁链和配件的组装而形成，并插在刚性结构10与喷射壳体17之间。最后，标准型式的用于获取推力的装置9，其具有相对于平面P对称的两个连接侧杆，将实现用于将涡轮发动机附接在挂架上的设备。该连接杆在其前端处接合到安装在后发动机联结件8的配件上的方向舵脚蹬。所有的这些联结件一起形成用于载荷分布的均衡系统。参照图2和图3，看出刚性结构10设计为以便相对于由涡轮发动机2的纵向轴线 5和方向Z限定的上述所示的竖直平面P对称，即相对于与X方向平行的竖直平面对称。该刚性结构10的前部包括纵向箱体22，也称作扭矩箱，纵向箱体22从该刚性结构 10的前端沿X方向平行于X方向充分地延伸。如该图所示和将在下面描述的，纵向箱体22 向后延伸直到延伸有具有减小的横跨宽度21的后部结构，其也属于挂架4的刚性/主要结构10。作为说明，箱体22由在平行的TL平面中沿X方向延伸的两个翼梁/侧板30的组件形成，翼梁30通过定向在平行的TL平面中的横跨肋23相互连接。另外，还设有上翼梁 35和下翼梁36以便封闭箱体22，这些翼梁中的每个可制造成单件或通过若干元件组装而成，并优选地为平面形式。封闭箱体22的最前面的横跨肋23支承前发动机联结件6。如上所述，刚性结构10包括聚集在箱体22后部处的具有减小的横跨宽度21的后部结构。后部结构在此呈大体金字塔结构的形状，具有朝向后部减小的截面。替代地，该后部结构21可具有恒定的厚度，例如，可以为在文献FR 2 909 973中描述和示出的类型。为了实现金字塔形状，后部结构21由相对于平面P对称的两个部分21a、21a形成。这两个部分，其每个具有半金字塔的形状，具有连接到箱体22的后部的基部、优选置于这两个实体之间的后部横跨肋。该后部横跨肋可被添加到箱体22上，或者为部分21a、21a 的一体部分，构成具有中空金字塔21的形状的后部结构21。在图3至图6中，更详细地示出了共同形成均衡的载荷分布系统的翼联结件11a、 llb、13、15。在这些图中，实际上可看出，飞行器的翼3上的用于附接到挂架4的设备由两个侧部前联结件lla、llb、由相对于侧联结件位于后部的后联结件13以及由沿方向X位于与侧联结件相同水平的前联结件15形成。现在详细描述这些翼联结件的设计。关于后联结件13，其被具体地安装在具有减小的宽度的后部结构21上，且更具体地安装在后部结构21的后端上。后联结件13包括球接合件59，球接合件59的凸部分通过轭61连接到翼，球接合件59的凹部分连接到箱体22同时容纳在结构21的后端的开孔中。其设计成仅确保获取沿方向Z施加的力，并且相对于该翼3的前翼梁58向后连接在翼 3上。这样，球接合件59的外环可设置为沿X方向相对于其壳体滑动，并且球接合件59的内环可设置为沿方向Y相对于轴线70滑动，如本领域技术人员所公知。中央前联结件15靠近前述的后部横跨肋位于箱体22的后部上。其被固定地增添到上翼梁35上。如在图5中更好地可见，联结件15包括球接合件27，球接合件27的凸部分通过连接配件四连接到翼，球接合件27的凹部分通过螺接到上翼梁35上的连接配件31 连接到箱体22。优选地，连接配件四以直角或在Z方向上定位成靠近翼前翼梁58，前翼梁 58本身以公知的方式相对于前缘60的前端略微向后展开。连接配件四优选地沿前缘60 通过螺栓连接附接到该翼前翼梁58上。该联结件15，优选地展开为与竖直平面P相交，仅设置成确保仅获取沿Y方向施加的力。这样，球接合件27的外环可设置为沿X方向相对于其壳体滑动，而球接合件27的内环可设置为沿Z方向相对于配件四的轴线滑动，如本领域的技术人员公知的。两个侧部前联结件IlaUlb基本相同并相对于竖直平面P对称设置。它们每个具有相对于中央箱体22向后和向上略微突出的配件54。每个配件优选地与相关的侧板30制成一体，并位于与该侧板30相同的平面。前联结件IlaUlb钻有轴线平行于Y方向的第一开孔65，用于轭66的连接，轭66的两个头部位于配件M的两侧上。两个头部分别具有两个第二开孔67，开孔67具有与第一开孔65的其中之一相同的轴线68。采用轴的形式的接合构件70穿过并连接三个开孔67、65、67，该构件70也以轴线 68为中心，并可选择地与开孔支承的环状物(未示出)协作。两个轭66沿Y方向在联结件15的配件四的两侧展开。两个轭66本身也以直角或在Z方向上定位成靠近翼前翼梁58，轭66被固定地添加到翼前翼梁58上，优选地通过螺栓连接添加到翼前翼梁58上。两个侧联结件IlaUlb每个设计为确保仅获取沿X方向施加的力即推力和沿方向 Z施加的力。因此，获取沿方向X的力矩通过两个侧部联结件IlaUlb获取竖直力实现，获取沿方向Z的力矩也通过两个侧部联结件IlaUlb获取纵向力实现，同时获取沿方向Y的力矩一方面通过后联结件15并且通过两个侧部联结件IlaUlb每个获取竖直力来实现。根据本发明的特性，在对应于沿方向Y的视图的侧视图中，例如，图6所示的视图， 中央联结件15的球接合件27的中心72位于侧部前联结件IlaUlb的两个第一开孔65的每一个中(在图6中仅能看到两个开孔65中的一个开孔，因为它们在侧视图中重叠)。总体上，这允许三个前翼联结件lla、llb、15沿方向Y对齐，并避免了侧部联结件IlaUlb的配件讨的挠曲。即使图中未示出，也可确保两个第一开孔65的中心74与球接合件27的中心对齐，图6中示出了球接合件27的凸部分27a和凹部分27b。而且，仍在侧视图中，所述两个第一开孔65的中心74位于上翼梁35中。在此，它们更具体地重叠到上翼梁35的外表面。这对于球接合件27的中心72也会成立。因此，没有随之产生的附带力矩被引入到箱体22中。最后，还是为了确保刚性结构10中的力适当地传递，优选地规定使从侧面观察的沿Z方向的中心72、72、74与图6中示意性地示出并标记为80的箱体22的上述的后部横跨肋对齐。作为示例性实例，已经描述的刚性结构10的构成要素由金属材料诸如钢、铝、钛或其他的复合材料制成，优选地碳。当然，本领域的技术人员可对上述的仅作为非限制性实例的用于附接飞行器的涡轮发动机2的挂架4进行各种修改。对此，应该注意的是，如果挂架4示为在适当的构造中使得其悬挂在飞行器的翼3下方，则该挂架4也可采用允许其安装在该同一翼上方的不同的构造。
权利要求
1.一种用于附接飞行器的涡轮发动机的挂架(4)，所述挂架具有刚性结构(10)和用于将所述挂架附接在所述飞行器的翼上的设备，用于将所述挂架附接在所述翼上的所述设备包括两个侧部前联结件(11a，11b)，每个设计成以便获取沿所述挂架的纵向方向(X)所施加的推力，每个侧部前联结件包括配件(54)，所述配件(54)钻有第一开孔(65)并旨在牢固地附接到取自所述刚性结构(10)和所述翼的元件中的一个，以及旨在被牢固地附接到这些元件中的其它元件的轭(66)，以及通过穿过所述第一开孔(65)连接所述配件(54)和所述轭(66)的接合构件(68)，所述附接设备还包括设计为以便获取沿挂架的横跨方向(Y)施加的力的中央前部联结件(15)，其特征在于，所述中央前部联结件(15)包括球接合件(27)，并在侧部前联结件(11a， lib)之间展开，使得所述球接合件的中心(72)在沿横跨方向(Y)看时位于侧部前联结件的两个第一开孔(65)中的每个中。
2.根据权利要求1所述的附接挂架，其特征在于，所述球接合件(27)的中心与侧部前联结件的两个第一开孔(65)的中心(74)对齐。
3.根据权利要求1或2所述的附接挂架，其特征在于，所述刚性结构(10)包括箱体 (22)，所述箱体(22)包括上翼梁(35)、下翼梁(36)以及两个侧板(30)，并且，在沿横跨方向 (Y)看时，所述侧部前联结件(lla，llb)的两个第一开孔(65)的中心(74)位于所述上翼梁 (35)或下翼梁(35)中。
4.根据前述权利要求中任一项所述的挂架挂架，其特征在于，所述附接设备还包括具有球接合件(59)的后部联结件(13)。
5.根据前述权利要求中任一项所述的用于飞行器的附接挂架(4)，其特征在于，用于将所述挂架附接在所述飞行器的翼上的所述设备由所述后部联结件(13)、所述两个前联结件(11a，lib)、和所述中央前部联结件(15)形成，所述后部联结件(13)设计为仅获取沿所述挂架的竖直方向(Z)施加的力，所述两个前联结件(11a，lib)设计为仅获取沿所述挂架的纵向方向(X)和沿所述挂架的竖直方向(Z)施加的力，所述中央前部联结件(15)设计为仅获取沿所述挂架的横跨方向(Y)施加的力。
6.一种用于飞行器的发动机组件(1)，其特征在于，其包括根据前述权利要求中任一项所述的附接挂架(4)、以及由所述挂架承载的涡轮发动机(2)以及支承所述挂架的翼 (3)。
7.一种飞行器，其特征在于，其包括根据权利要求6所述的至少一个发动机组件(1)。
全文摘要
本发明涉及一种用于附接飞行器的涡轮发动机的挂架，所述挂架具有刚性结构(10)和用于将挂架附接在飞行器的翼上的设备，用于将所述挂架附接在翼上的所述设备包括两个侧部前联结件(11a，11b)，每个设计为获取推力，并包括牢固地附接到刚性结构(10)的钻有第一开孔(65)的配件(54)以及牢固地附接到翼的轭(66)。根据本发明，位于侧部联结件之间的中央前部联结件(15)包括球接合件(27)，并在侧部前联结件之间展开，使得球接合件的中心(72)在从横跨方向(Y)看时位于侧部前联结件的两个第一开孔(65)中的每个中。
文档编号B64D27/26GK102398679SQ20111025815
公开日2012年4月4日 申请日期2011年9月2日 优先权日2010年9月3日
发明者彼得里桑斯 洛维拉斯 I., 迪奥雄 L., 特卢 O. 申请人:空中巴士营运公司