飞机推进组件的制作方法
【专利摘要】本发明涉及一种飞机推进组件，其中，悬挂组件包括下面的、安装在风扇壳体（34）和/或者在涡轮喷气发动机的中间壳体（30）上的上游悬挂紧固件：至少一个主上游悬挂紧固件（130），其被配置来吸收至少沿着涡轮喷气发动机的纵轴（X）的力矩（Mx）和在垂直于所述纵轴的平面上的力（Fy和Fz）；和至少一对（120,140,200）附加上游悬挂紧固件（120a，120b，140a，140b，121a，121b，200a，200b），其与所述主悬挂紧固件（130）分离并被配置来吸收至少一个沿涡轮喷气发动机垂直轴的力矩（Mz），并且其与推力吸收装置（110）相关联，来吸收沿着涡轮喷气发动机的横向轴的力矩（My）和沿着涡轮喷气发动机纵轴的力（Fx）。
【专利说明】飞机推进组件
【技术领域】
[0001]本发明通常涉及一种飞机推进组件。
【背景技术】
[0002]飞机推进组件是由机舱和涡轮喷气发动机组成的，通过固定到涡轮喷气发动机和/或者机舱的悬挂架，组件被用来悬挂到机舱的固定结构上，例如机翼或者机身。
[0003]涡轮喷气发动机通常包括所谓的上游部分和下游部分，上游部分包括设置有叶片的风扇，下游部分容纳有气体发生器。
[0004]风扇叶片被风扇壳体包围，可以使涡轮喷气发动机安装到机舱上。
[0005]此外，为了保证飞机的涡轮喷气发动机和固定结构之间的界面的力传递，悬挂架包括，例如，由翼梁和侧面板组装形成的刚性箱体式结构。
[0006]悬挂组件被设置在涡轮喷气发动机和悬挂架之间，该组件包括形成用于吸收沿着悬挂架分布的力的系统的多个悬挂紧固件。
[0007]更为具体地，这种悬挂组件包括固定到风扇壳体或者中间壳体的几个上游悬挂紧固件，以及被固定到涡轮喷气发动机主壳体上的下游悬挂紧固件。
[0008]这个悬挂组件进一步包括用于吸收由涡轮喷气发动机产生的推力的装置。
[0009]这种装置可以采取两个横向杆的形式，位于风扇环形通道的输出处，在一侧上连接到风扇壳体的下游部分，在另一侧上连接到固定在涡轮喷气发动机主壳体上的下游紧固件。
[0010]这种类型的悬挂组件反复出现的问题存在于沿着飞机的横向方向作用的转矩，由于在风扇壳体上杆的推力吸收点和涡轮喷气发动机的主纵轴之间的移动而出现。
[0011]涡轮喷气发动机变形的发生是由于这个转矩和标准悬挂组件，设置标准悬挂组件是为了承受涡轮喷气发动机推力。
[0012]涡轮喷气发动机这样的变形导致风扇壳体和推进组件的转向元件(如风扇叶片)之间的摩擦，以及/或者导致涡轮喷气发动机的叶片和涡轮喷气发动机主壳体间的摩擦。
[0013]该摩擦会损害转向元件，限制涡轮喷气发动机的使用寿命以及降低它的性能。
[0014]这样的变形也可以导致推进组件的转向元件和风扇和/或者涡轮喷气发动机的主壳体间的间隙，这也降低涡轮喷气发动机的性能。
[0015]各种各样的悬浮组件旨在限制该反复出现的涡轮喷气发动机的变形问题。但是，它们不完全令人满意。
[0016]特别可知，悬挂组件包括几个上游超稳定悬挂紧固件，每个紧固件被设计来吸收沿着三个方向作用的力，以及三个力矩，和安装在悬挂架和涡轮喷气发动机的的外壳体或者喷射壳体之间的下游悬挂紧固件，被设计来吸收沿着涡轮喷气发动机垂直方向作用的力。
[0017]在这样的组件中，用于吸收推力的装置被移除。
[0018]这样的悬挂组件使得加载路径的冗余很棘手，因此需要复杂的检查策略。[0019]这样的悬挂组件进一步暗示了需使用大尺寸悬挂紧固件以及设置许多加强筋以克服力吸收装置的消除，这不利地影响了飞机推进组件的重量。
[0020]飞机推进组件重量的超额以及与涡轮喷气发动机悬挂紧固件相关联的累赘会阻碍涡轮喷气发动机的性能。
[0021]因此，需要一种可实现补救上述缺点的推进组件。
【发明内容】
[0022]本发明的目的是提供这样的一种悬挂组件。
[0023]本发明的另一个目的是提出一种飞机推进组件，当它提供相对于现存悬挂组件的重量增加时，它有效地降低涡轮喷气发动机的变形，因此大大地改善了推进组件发动机性倉泛。
[0024]令人满意的是考虑了具有飞机推进组件的涡轮喷气发动机的维修方面，其中悬挂组件是简单、有效和容易安装的。
[0025]为此，本发明提出一种飞机推进组件，包括涡轮喷气发动机、支架以及插在所述支架和涡轮喷气发动机之间的悬挂组件，支架确保力旋量从悬挂组件移动到飞机，所述悬挂组件包括用于吸收涡轮喷气发动机的推力的装置，该推力吸收装置安装在中间壳体或者所述涡轮喷气发动机的主壳体的前面和所述支架上，
[0026]其特征在于，所述悬挂组件进一步包括以下安装在风扇壳体上和/或者在所述涡轮喷气发动机的所述中间壳体上的上游悬挂紧固件:
[0027]至少一个主上游悬挂紧固件，其配置来吸收至少沿着涡轮喷气发动机的纵轴的力矩和在垂直于所述涡轮喷气发动机的纵轴的平面上的力，以及
[0028]至少一对附加上游悬挂紧固件，其与所述主悬挂紧固件分离并被配置成吸收至少沿着从涡轮喷气发动机的纵轴通向支架的纵轴的轴的力矩；并且其与推力吸收装置相关联，吸收沿与涡轮喷气发动机的纵轴垂直且与从涡轮喷气发动机的纵轴通向支架纵轴的轴垂直的轴的力矩，和吸收沿着涡轮喷气发动机的纵轴的力。
[0029]因此，通过提供一组完整的上游紧固件，能够以高度局限化的方式在涡轮喷气发动机燃烧室的上游吸收全部六个力和力矩的分量，能够更好地控制力的吸收，特别的如果需要能够移除后面的紧固件。
[0030]根据本发明的其他可选特性，单独或结合使用:
[0031]通过悬挂紧固件对，所述悬挂装置包括加载路径冗余，以确保在发生主加载路径断裂时恢复有效的加载路径；
[0032]悬挂组件是均衡的；
[0033]所述附加上游悬挂紧固件对在该平面由涡轮喷气发动机的纵轴和从涡轮喷气发动机的纵轴通向支架纵轴的轴限定的平面上延伸，每个紧固件在上游端被连接到所述支架的上游处，在下游端被连接到所述中间壳体的外套圈或者所述风扇壳体的外围上；
[0034]所述附加上游悬挂紧固件对被安装在中间壳体的外套圈上或者风扇壳体上，相对于由涡轮喷气发动机的纵轴和从涡轮喷气发动机的纵轴通向支架纵轴的轴限定的正中面对称。
[0035]所述附加上游悬挂紧固件被安装在主上游悬挂紧固件的的两侧，后者沿着垂直于涡轮喷气发动机纵轴的平面延伸；
[0036]每对附加上游悬挂紧固件包括两个平行的闭锁杆，在由从涡轮喷气发动机的纵轴通向支架纵轴的轴和涡轮喷气发动机的纵轴限定的平面上延伸，，在上游端通过轭连接到固定到支架上的固定支座上，在下游端通过闭锁支架连接到中间壳体或者风扇壳体上。
[0037]附加上游悬挂紧固件对中的一个紧固件被配置来与所述主悬挂紧固件一起吸收沿着从涡轮喷气发动机的纵轴通向支架纵轴的轴的力矩。
[0038]附加上游悬挂紧固件对的所述紧固件沿着垂直于纵轴的平面延伸，允许吸收垂直于该轴的力以及垂直于从涡轮喷气发动机的纵轴通向支架纵轴的轴的力。
[0039]本发明还涉及一种包括至少一个如刚刚已经介绍过的推进组件的飞机。
【专利附图】
【附图说明】
[0040]本发明的其他特性和优点将会在下面的描述中以及通过检查附图变得清晰，其中:
[0041]图1是根据本发明的一个实施例，包括悬挂组件的飞机推进组件的侧视图；
[0042]图2是图1的飞机推进组件的前视图；
[0043]图3是图1的飞机推进组件的后视图；
[0044]图4是图3的A区域的放大图；
[0045]图5是图1的B区域的放大图；
[0046]图6是图1的C区域的放大图；
[0047]图7是从推进组件的下游观察的上游悬挂紧固件的局部透视图，该紧固件被插入在图1的涡轮喷气发动机的中间壳体的套圈和组件的悬挂架之间；
[0048]图8是从下方观察的图7的悬挂紧固件的透视图；
[0049]图9从局部角度上示出了从推进组件的下游观察的上游悬挂紧固件的另一个实施例，所述紧固件被插入在涡轮喷气发动机的中间壳体的套圈和悬挂架之间；
[0050]图10是图9的悬挂紧固件的轴向视图；
[0051]图11示出了根据本发明的推进组件的示意横截面，悬挂组件可以固定在它上面；
[0052]图12示出了用在所描述的飞机推进组件上的轴系统。
[0053]值得注意的是这一系列的图，连接所述元件的轴大体上没有被表现出来。
[0054]在这一系列的图中,相同或者近似数字表示相同或者近似元件或者组件。
[0055]关于图12，值得注意的是点是由说明书中三个参考坐标轴X、Y、Z限定构成的，这三个轴代表:
[0056]轴X，涡轮喷气发动机的纵向方向；
[0057]方向Z，从涡轮喷气发动机的纵轴通向悬挂架纵轴的方向以及；
[0058]轴Y，X和Z的正交方向。
[0059]在推进组件安装在机翼下方的情况下，轴Z是通常垂直的。
[0060]在下面的描述中，垂直坐标轴将会被比作轴Z，尽管推进组件安装在另一个结构中，如在后机身中，这是为了简化的目的。
[0061]还值得注意的是术语上游和下游意味着相对于飞机遇到由涡轮喷气发动机作用的下述推力的前进方向。[0062]此外，下列力和力矩将会被考虑进去:
[0063]Fx沿着与轴X大体上平行的轴的力，力矩Mx大体上绕着这个轴；
[0064]Fy沿着与轴Y大体上平行的轴的力，力矩My大体上绕着这个轴；
[0065]Fz沿着与轴Z大体上平行的轴的力，力矩Mz大体上绕着这个轴；
[0066]下面的描述中，术语力大体上描述了所述力旋量的“力”分量，有三个力和三个力矩组成，沿着三个坐标轴X，Y和Z的每一个。
[0067]同样的，在下面的描述中，在三个主轴方向上的力吸收以及力矩吸收是大体上在前面所述的方向Χ、r和Z上。【具体实施方式】
[0068]由于如下文中要描述到的设计约束，相对于这些方向的有限角在不改变悬挂架的整体功能并在本发明的范围内。
[0069]关于图1，根据本发明的第一个实施例，可以被看做是飞机推进组件I的一部分。
[0070]通常，飞机推进组件1，特别由机舱(未示出)、涡轮喷气发动机2、悬挂架10和悬挂组件100组成，悬挂组件100确保保证在悬挂架10下的涡轮喷气发动机2的固定。
[0071]飞机推进组件I通过悬挂架10悬挂到飞机的固定结构上(未示出)，例如在机翼或者机身的下面。
[0072]对于悬挂架10，它采取刚性纵向结构11的形式，尤其是包括刚性盒12的结构，所述刚性盒能够在涡轮喷气发动机2和飞机结构间传递力旋量。
[0073]盒12大体上沿着X方向延伸。
[0074]它是由通过侧面板连接到一起的上翼梁和下翼梁13组成。
[0075]悬挂架10是本领域技术人员所熟知的，不再进一步描述。
[0076]图11通过本发明的非限制性例子描述了涡轮喷气发动机2的环境。
[0077]涡轮喷气发动机2包括传送环状流的风扇42，环状流包括供给涡轮喷气发动机2来驱动风扇42的主排气流和喷射到大气中同时作为飞机推力的一个重要部分的二次流38。
[0078]风扇42被包含在风扇壳体34内，如图1所示，所述风扇壳体引导二次流38向下游。
[0079]风扇壳体34限定了机舱内壁的一部分以及大体上展示了环形套圈的形状。
[0080]众所周知，这个风扇壳体34是适于围绕涡轮喷气发动机2的风扇42，所述风扇42大体上是由回转轴和多数风扇叶片组成的。
[0081]风扇壳体34可以支撑多个叶片33，用于矫直流使得风扇产生的二次空气流38变直。
[0082]风扇42被可旋转地安装在固定轮毂43上，所述轮毂可以通过位于叶片33的下游的多个固定臂32或者直接通过这些叶片33连接到风扇壳体34上。
[0083]在该二次结构中，矫直叶片33充当力传送器，补充或者替代所述连接臂32。
[0084]它们因此可以被设置在中间壳体30中而不是风扇壳体34上。
[0085]风扇壳体34在它的下游端被连接到属于机舱中间部分的中间壳体30上。
[0086]由风扇产生的二次空气流38也穿过由所述中间壳体30组成的机轮。[0087]中间壳体30是结构部件，它包括轮毂43，外环形套圈31和可以地，径向连接臂32以及将轮毂43连接到外套圈31的流矫直器33。
[0088]这个壳体30可以用几个部分获得也可以不用。
[0089]在中间壳体30的下游，二次流38的流动由潜在推力反向器的外壁40和内壁39内部限定。
[0090]内壁39包围一个称为主壳体35的圆柱形外壳,所述壳体包围润轮喷气发动机2的主体并且从中间壳体30的轮毂43延伸到位于涡轮机输出处的排气壳体37。
[0091]所述不同的壳体可以被固定到一起。
[0092]对于悬挂组件100，在不同的运行环境中，它允许将涡轮喷气发动机2的机械力和由润轮喷气发动机2传输的来自机舱的力传输到飞机上。
[0093]待考虑的负载是沿着三个主方向(力和力矩)定向的。
[0094]它们具体是涡轮喷气发动机2的惯性负载，所述惯性负载是由这个涡轮喷气发动机转向元件的旋转产生的，它的推力、气动负载或者甚至转矩吸收是绕着涡轮喷气发动机2的轴X的。
[0095]根据本发明，在图1到图8中说明的第一实施例中，悬挂组件100包括用于吸收涡轮喷气发动机2推力的装置110，该装置被安装在上游，在中间壳体30上或者在主壳体35的前面，以及在下游，在悬挂架10上。
[0096]悬挂组件也包括安装在中间壳体30的外套圈31上和/或者安装在风扇壳体34上的上游悬挂紧固件:
[0097]这些上游悬挂紧固件如下:
[0098]-主上游悬挂紧固件130，被配置成尤其吸收沿着涡轮喷气发动机纵轴的力矩Mx，以及分别沿着横向的和垂直方向的力Fy和Fz，并且
[0099]-至少一个附加上游悬挂紧固件120a，120b,140a, 140b的对120、140，其与主悬挂紧固件130分离开并且被配置成尤其吸收沿着涡轮喷气发动机垂直轴的力矩Mz，并且它与推力吸收装置110相关联，吸收沿着涡轮喷气发动机横向轴的力矩My和沿着涡轮喷气发动机轴的力FX。
[0100]对于推力吸收装置110，在结合图1和图3到5中被描述。
[0101]推力吸收装置110与所述上游悬挂紧固件120a、120b、140a、140b的对120、140相关联，吸收力矩My和沿着纵轴的力Fx。
[0102]推力吸收装置110包括两个对称地设置在涡轮喷气发动机正中面XZ轴的两侧的力吸收杆111、112。
[0103]这些杆在其上游端通过位于中间壳体30的主要部分的锚固点安装，并且在其下游端通过位于下部桅杆13下侧的轭113安装。
[0104]这两个横向推力杆111、112都铰接在下游端，因此，例如通过球形接头铰接在轭113 上。
[0105]每个杆可以设置有U形夹，尤其为两个，为了与设置在轭113上U形夹相合作或者相反。
[0106]轭113本身相对闭锁支架114沿着平行于所述杆111、112与所述轭113轴向连接的轴被枢转安装(见图4)。[0107]更具体地说，所述轭113在它的两个相对的自由端包括两个平行的闭锁U形夹115，适于和支架114 一起形成连接U形夹116以保证加载路径冗余。
[0108]实际的轭113可以设置有一个U形夹，以与设置在闭锁支架114上的两个轭相合作。
[0109]此外，闭锁支架114通过几个轴连接件117被整体固定到桅杆10的盒子12的下翼梁13上，也可以沿着Z被固定连接到剪切销上。
[0110]在这样的吸收推力装置110中，和涡轮喷气发动机主壳体35的后部以及/或者排气壳体37的后部成一体的任何紧固件被有利地移除。
[0111]在一个非限制性的例子中，吸收推力装置110可以通过加倍设计来保证冗余。
[0112]为了吸收绕着横向轴的力矩My，与推力吸收装置110相关联的两对附加上游悬挂紧固件120、140被配置成吸收轴向力Fx，其中它的作用点沿着涡轮喷气发动机2垂直方向Z移动。
[0113]为了吸收绕着垂直轴的力矩Mz，所述两对附加上游悬挂紧固件120、140被配置成以吸收沿着大概纵轴的轴向力Fx，其中它的作用点沿着方向Y移动。
[0114]在两对上游悬挂紧固件120、140上的分力，在纵向X之外，通过下面描述的主上游悬挂紧固件130吸收。
[0115]对于每个上游悬挂紧固件120、140，两个杆120a，120b和140a，140b的存在使这些紧固件多余。因此，一部分紧固件的丢失并不会导致加载路径的断裂。
[0116]具体的关于图1和图2，上游紧固件的第一对120包括两个杆120a，120b，并且第一上游紧固件的第二对140包括两个其他杆140a，140b。
[0117]这四个杆被安装在所述中间壳体30的外套圈31的外围上，位于套圈31的下游端。
[0118]这两对紧固件120、140相对于正中面XZ被两两对称地安装，正中面XZ由涡轮喷气发动机轴X和轴Z所限定。
[0119]这些上游紧固件120，140在平面XZ上延伸，其上游端被连接在悬挂架10的盒子12上游。
[0120]它们沿着Y移动。
[0121]值得注意的是第一附加上游悬挂紧固件对120，140可以如下:每个第一上游悬挂紧固件的第一对和第二对的杆，即是，120a, 140a ；120a, 140b ；120b, 140a ；120b, 140b。
[0122]上游紧固件120，140的这些对被安装在主上游悬挂紧固件130的两侧上。
[0123]上游悬挂紧固件120，130, 140因此在中间壳体30的外套圈31的外围的上部被组
合到一起。
[0124]如图2中更具体的描述到的，每对附加上游悬挂紧固件120，140在桅杆10的盒子12的每个侧向端被安装到主上游悬挂紧固件130的两侧。
[0125]所述两对附加上游悬挂紧固件120，140因此沿着Y移动，由此离开其外围侧向端，典型地离开桅杆10的盒子12的宽度。
[0126]在图2和图6到8可明显看出，一侧是杆120a, 120b和另一侧是杆140a, 140b的两对120，140，在上游端通过轭150连接到固定在桅杆10的盒子12的下翼梁13的固定支架162上，在下游端通过闭锁支架160连接到中间壳体30的外套圈31上。[0127]如图7和图8所示，闭锁支架160通过适合的固定装置安装在外套圈31的外围。
[0128]具体的它可以由带有壳体30外套圈31的一个单件组成。
[0129]它也可以被分开以使得每个杆120，140拥有一个或者两个U形夹，以改善紧固件冗余。
[0130]闭锁支架160包括两对与平面XZ平行的闭锁U形夹161，沿着Y移动并用来与组成相应紧固件的元件相合作，尤其与相应的闭锁杆120a，120b, 140a, 140b的下游端相合作。
[0131]可选择地，支架160可以在每个杆上设置有U形夹，以便和设置在相应杆上的两个U形夹相合作。
[0132]闭锁支架160是弯曲的以展示所述两对U形夹161，在外套圈31的外围向外突出，沿着Z伸展并在相同的高度Z。
[0133]所述的每个U形夹161设置有小孔164，适于接收用来连接U形夹160和相应的杆120a, 120b, 140a, 140b的连接装置(未示出)。
[0134]这些小孔162被设置在与设置在相应的闭锁杆120a，120b, 140a, 140b末端的小孔
的对面。
[0135]闭锁支架160的一个或多个U形夹和每个杆120a，120b，140a，140b可以例如通过适合的球形接头连接。
[0136]此外，这些闭锁杆120a，120b, 140a, 140b在下游端通过球形接头连接件铰链在所述轭150上。
[0137]对于实际的轭150，通过固定支架162将它安装在下翼梁13的盒子12的下游端。
[0138]相对于支架162沿着它的垂直于所述两个杆120a，120b, 140a, 140b等的平面的主轴将它枢转安装。
[0139]所述轭150设置有用于限制绕着它的主轴的旋转的系统，例如，通过在轭150和固定支架162的外支柱163之间带有间隙地安装的轴或者销。
[0140]此外，固定支架162通过几个沿着Z的轴连接件(如:螺丝,销，…)整体固定在桅杆10的盒子12的下翼梁13的上游端。
[0141]与闭锁系统相关联(轭150，闭锁支架160和固定支架162)的一组杆120a，120b，140a, 140b，被设计以实现冗余。加载路径的任何元件的丢失不会导致这个加载路径的总丢失。
[0142]获得加载路径冗余的其他原则在不超出本发明的范围下值得考虑，例如无空隙安装的杆和带有空隙安装的杆，使得只有当其他杆的加载路径断裂时带有空隙安装的杆才会起作用。
[0143]对于所有描述的实施例，附加上游悬挂紧固件120a，120b, 140a, 140b的对120，140可以也被引导向悬挂架10的上游或者悬挂架10的下游。
[0144]为了吸收沿着涡轮喷气发动机纵轴的力矩Mx，主上游悬挂紧固件130被固定到中间壳体30的外套圈31上。
[0145]主上游悬挂紧固件130被配置成吸收力矩Mx、横向力Fy和垂直力Fz。
[0146]可以具体从图2中观察这个紧固件的实施例。
[0147]这个紧固件130被展示为尾撑131，相对于正中面XYYZ包括两个对称的半紧固件。
[0148]尾撑131在它的两个侧向端被连接到固定在中间壳体30的外套圈31上的两个闭锁U形夹Cl、C2，在中间壳体30上，钩环36分别在两个或者三个点上被铰链。
[0149]在它的中心上，如果例如钩环36中一个钩环的断裂，作为冗余加载路径，它也被连接到固定在中间壳体30的外套圈31上的闭锁U形夹C3上。
[0150]U形夹固定装置C1，C2，C3可以是任何适合的固定装置和具体的是螺丝和剪切销。钩环36固定装置可以是任何适合的固定装置和尤其是球形接头。
[0151]此外，尾撑131通过适合的固定装置也被固定到下翼梁13上，以一个非限制方式，所述固定装置可以包括沿着Z形成轴连接件的螺丝接合装置和销。
[0152]值得注意的是，所述钩环36可以是自动防故障型的，正如剪切销、U形夹Cl，C2，C3和/或者螺丝接合装置。
[0153]其他飞机推进组件I在不脱离本发明的范围下可以会被考虑。
[0154]因此，在图9和图10所示的可选实施例中，它可以通过一对上游悬挂紧固件200用来吸收力矩Mz，所述紧固件与悬挂紧固件130分离开并且被配置成与所述主悬挂紧固件130相关联，来吸收沿着涡轮喷气发动机垂直轴的力矩Mz。
[0155]所述一对上游悬挂紧固件200被配置成沿着主悬挂紧固件130的Y轴吸收与力吸收Fy相关联的力Fy。
[0156]这些力Fy已经沿着方向X移动了作用点。
[0157]此外，主上游悬挂紧固件130被移动，吸收中间壳体30的外套圈31上游的力矩
Mx0
[0158]在另一个可选实施例中，实现相反，也就是提供一个上游悬挂紧固件，所述紧固件被配置成在所述套圈31的下游端吸收沿着Y轴的力，并且所述上游悬挂紧固件130被移动到更下游处。
[0159]更具体的，两个悬挂紧固件200a，200b相对于正中面XZ是对称的并且沿着Y移动。
[0160]这两个悬挂紧固件200a，200b在平面YZ上延伸，在悬挂架10的盒子12上游的末端处和在中间壳体30或者风扇壳体34的外套圈31的外围处的相对端被连接。
[0161]这两个悬挂紧固件200a，200b中的一个是备用路径，例如被带有空隙地安装，以防其他的悬挂紧固件200a，200b断裂。
[0162]其他任何的冗余系统，例如，双杆被包含在本发明的范围内，所述两个紧固件200a，200b作为和上游悬挂紧固件200的原理相关联的冗余功能的实施例。
[0163]将结合这些图来描述单个悬挂紧固件200a。
[0164]它包括闭锁杆201a，所述闭锁杆在平面YZ上延伸，并且在一个末端被分别固定到固定至中间壳体30或者风扇壳体34的外套圈31的闭锁支架202a上，和在相对端被固定到固定至悬挂架10的下翼梁13的闭锁支架203a上。
[0165]每个闭锁支架202a，203a包括两个平行的U形夹，所述U形夹用来与在相应悬挂紧固件200a的所述杆201a的末端的U形夹合作。
[0166]在每个杆201a末端,所述三个U形夹被连接到一起,例如通过合适的球形接头。
[0167]值得注意的，在每个杆201a上具有两个平行的U型夹和在每个相应的闭锁支架202a，203a上具有一个U型夹也是有可以的。
[0168]在这个可选实施例中，只有放置在平面XZ的第一上游悬挂紧固件120的单个对121a,121b。
[0169]所述紧固件对120被设置在所述两个紧固件200a，200b之间。
[0170]所述紧固件对120与结合其他实施例描述的相似，下面不再对其进行描述。
[0171]因此，在这个优选实施例中，被配置来至少吸收沿着涡轮喷气发动机垂直轴的力矩Mz，并且与吸收推力装置110相关联，吸收沿着涡轮喷气发动机横向轴的力矩My和沿着涡轮喷气发动机纵轴的力Fx的附加上游悬挂紧固件对，可以如下:
[0172]-第一上游悬挂紧固件的第一对的杆(即121a或者121b)以及被配置成吸收沿着Y的力的上游悬挂紧固件200a，200b,即对121a，200a,或者121b，200b或者121a，200b或者121b，200a。
[0173]通过综合，下面的表摘要出了根据本发明被每个悬挂组件装置(吸收推力装置和上游悬挂紧固件)吸收的力和力矩:
[0174]第一个实施例(图1到图8):
[0175]
【权利要求】
1.一种飞机推进组件，其包括涡轮喷气发动机(2)、支架(10)以及插在所述支架(10)和涡轮喷气发动机(2)之间的悬挂组件，所述支架(10)确保力旋量从悬挂组件移动到飞机，所述悬挂组件包括用于吸收涡轮喷气发动机的推力的装置(110)，该推力吸收装置(110)安装在中间壳体(30)或者所述涡轮喷气发动机的主壳体(35)的前面和所述支架(10)上， 其特征在于，所述悬挂组件进一步包括以下安装在风扇壳体(34)上和/或者在所述涡轮喷气发动机的所述中间壳体(30)上的上游悬挂紧固件: -至少一个主上游悬挂紧固件(130)，其配置来吸收至少沿着涡轮喷气发动机的纵轴(X)的力矩(Mx)和在垂直于所述涡轮喷气发动机的纵轴的平面上的力(Fy和Fz)，以及 -至少一个附加上游悬挂紧固件(120a, 120b, 140a, 140b, 121a，121b，200a, 200b)的对(120，140，121，200)，其与所述主悬挂紧固件(130)分离并被配置成吸收至少沿着从涡轮喷气发动机的纵轴通向支架的纵轴的轴的力矩(Mz);并且其与推力吸收装置(110)相关联，吸收沿与涡轮喷气发动机的纵轴垂直且与从涡轮喷气发动机的纵轴通向支架纵轴的轴垂直的轴的力矩(My)，和吸收沿着涡轮喷气发动机的纵轴的力(Fx)。
2.如权利要求1所述的组件，其特征在于，所述悬挂组件通过悬挂组件对包括加载路径冗余，特别地为了保证在发生主加载路径断裂时恢复有效加载路径。
3.如权利要求1或2所述的组件，其特征在于，所述悬挂组件是均衡的。
4.如权利要求1所述的组件，其特征在于，所述附加上游悬挂紧固件(120a，120b，140a，140b)对在由涡轮喷气发动机(2)的纵轴(X)和从涡轮喷气发动机的纵轴通向支架(10)纵轴的轴(Z)限定的平面上延伸，每个紧固件在上游端被连接到所述支架(10)的上游处，在下游端被连接到所述中间壳体的外套圈(31)或者所述风扇壳体(34)的外围上。
5.如权利要求4所述的组件`，其特征在于，所述附加上游悬挂紧固件(120a，120b，140a，140b)对被安装在中间壳体(30)的外套圈(31)上或者风扇壳体(34)上，相对于由涡轮喷气发动机(2)的纵轴(X)和从涡轮喷气发动机的纵轴通向支架(10)纵轴的轴(Z)限定的正中面对称。
6.如权利要求5所述的组件，其特征在于，所述附加上游悬挂紧固件(120a，120b，140a，140b)对被安装在所述主上游悬挂紧固件(130)的两侧，所述主上游悬挂紧固件(130)沿着垂直于涡轮喷气发动机(2)纵轴(X)的平面延伸。
7.如权利要求6所述的组件，其特征在于，所述附加上游悬挂紧固件(120a，120b,140a，140b)对被配置来吸收轴向力(Fx)，其中作用点沿着从涡轮喷气发动机的纵轴通向支架(10 )纵轴的垂直轴(Z )移动。
8.如权利要求6所述的组件，其特征在于，所述附加上游悬挂紧固件(120a，120b,140a，140b )对被配置来吸收沿着所述纵向的轴向力(Fx )，其中所述作用点沿着方向(Y)移动。
9.如权利要求3到8中任一项所述的组件，其特征在于，每个附加上游悬挂紧固件对包括两个平行的闭锁杆(120a，120b, 140a, 140b)，在由从涡轮喷气发动机(2)的纵轴通向支架纵轴的轴(Z)和由涡轮喷气发动机的纵轴限定的平面上延伸，在上游端通过轭(150)连接到固定到支架(10 )上的固定支座上，在下游端通过闭锁支架(162 )连接到中间壳体(30 )或者风扇壳体(34)上。
10.如权利要求1或2所述的组件，其特征在于，所述附加上游悬挂紧固件(120a，120b, 140a, 140b, 121a, 121b, 200a, 200b)的对(120，140，121，200)包括: -一对附加上游紧固件(121 a，12 Ib )的紧固件，其在由涡轮喷气发动机(2 )的纵轴(X )和从涡轮喷气发动机的纵轴通向支架(10)纵轴的轴(Z)限定的平面上延伸，每个紧固件被连接到所述支架(10)上，并且在下游端被连接到所述中间壳体或者所述风扇壳体(34)的外围上，以及， -紧固件(200a，200b)，其配置来与所述主悬挂紧固件(130)—起吸收沿着从涡轮喷气发动机(2)的纵轴(X)通向支架纵轴的轴(Z)的力矩(Mz)。
11.如权利要求10所述的组件，其特征在于，所述紧固件(200a，200b)沿着垂直于纵轴(X)的平面延伸，允许吸收垂直于纵轴(X)和垂直于从纵轴(X)通向支架(10)纵轴的轴(Z)的力(Fy)0
12.如权利要求11所述的组件，其特征在于，所述紧固件(200a，200b)包括在平面YZ上延伸的闭锁杆(201a)，所述闭锁杆分别在一个端被固定到固定在中间壳体(30)或者风扇壳体(34)上的闭锁支架(202a)上，而相对端被固定到固定在悬挂架(10)上的闭锁支架(203a)上。
13.如权利要求2和10到12所述的组件，其特征在于，被配置成与所述主悬挂紧固件(130)—起吸收沿着从涡轮喷气发动机(2)的纵轴通向支架纵轴的轴(Z)的力矩(Mz)的所述紧固件(200a，200b)，包括两个关于正中面(XZ)对称并且沿着轴(Y)移动的紧固件(200a，200b)。`
【文档编号】B64D27/26GK103874633SQ201280049371
【公开日】2014年6月18日 申请日期:2012年10月5日 优先权日:2011年10月6日
【发明者】尼古拉斯·德泽斯特 申请人:埃尔塞乐公司