包括位于箱体的内部空间外且用于固定翼梁和面板的固定装置的发动机的悬挂架

摘要

本发明涉及一种用于飞行器的发动机的悬挂架，该悬挂架包括设置有箱体(24)的刚性结构，该箱体由通过两个侧面板(30)相互连接的上翼梁(26)和下翼梁(28)形成。两个侧面板(30)中的至少一个在其腹板的上端和下端(36a，36b)中的至少一个处具有至少一个组装爪(40)，爪从腹板(36)朝向箱体(24)外侧横向伸出且被组装到翼梁(26，28)上，爪通过位于箱体内部空间(38)外的固定装置(42)抵压在翼梁上。

说明书

技术领域

本发明通常涉及一种用于飞行器的发动机(例如涡轮喷气发动机)的悬挂架。这种类型的悬挂架也被称作是EMS(发动机机架结构)，且例如允许通过包括多个发动机紧固件的安装系统而将涡轮喷气发动机悬挂在飞行器机翼下面。

背景技术

实际上，这样的悬挂架被设计成用来在诸如涡轮喷气发动机的发动机和机翼之间形成一个连接界面。这允许将由涡轮喷气发动机产生的力传递给该飞行器的结构，并且还允许在发动机和飞行器之间为燃料、电气、液压和空气系统提供通路。

为了能够传递力，该悬挂架包括刚性结构，该刚性结构也被称作是主结构，通常是“箱体”型，换句话说，该箱体由上、下翼梁和两个侧板组装形成，优选地通过螺栓型的固定装置，将它们连接至位于箱体内部空间中的横肋。

这种解决方案的缺点是需要在箱体内部提供多个用于安装且用于该箱体部件的固定装置组装的入口。例如，这些入口可以是以门或者是开口形式形成在翼梁和面板上。然而，不管采用何种设计，对于操作员来说，要进入总是困难的，这增加了装配和制造的时间。

发明内容

因此，本发明的目的是提供一种用于飞行器的发动机的悬挂架，其至少部分地克服了上述提到的有关根据现有技术的实施例的缺点，并且本发明还提供了一种用于飞行器的具有至少一个这样的悬挂架的发动机组件。

为此，本发明的目的是提供一种用于飞行器的发动机的悬挂架，所述悬挂架包括具有箱体的刚性结构，该箱体由通过两个侧面板彼此连接的上、下翼梁构成，每个侧面板均包括腹板()，所述腹板横向限定上述箱体的内部空间，并且腹板的上端面对着上翼梁且腹板的下端面对着下翼梁。根据本发明，两个侧面板中的至少一个在其腹板的上端或下端众的至少一个处具有至少一个组装爪(patte d’assemblage)，该组装爪从腹板朝向箱体外部横向伸出并且被组装到翼梁上，组装爪通过位于箱体中的所述内部空间外的固定装置抵压在该翼梁上。

根据本发明的悬挂架的设计，由于待组装的部分位于箱体的内部空间之外，因而不再需要任何进入箱体内部的通道来将所述固定装置放置到位。因此，有利地缩短了组装时间，尤其是执行这项任务的操作员将要完成的工作变得更容易。

然而，该悬挂架还包含位于箱体的内部空间中的横肋，其通过需要进入箱体内部通道的其他固定装置与侧面板和上下翼梁相互连接。然而，除了用于封闭箱体的前、后肋外，这样的设计使得彼此间隔设置的内部肋的数量减到最少，例如少于四个且优选地少于两个。

因此，在侧面板和翼梁中的“门”或者“开口”的数量可以少于根据现有技术的实施例中出现的数量，这在质量和制造时间方面是有利的。

优选地，两个侧面板中的每个在其腹板的上端和下端中的每个处具有至少一个组装爪，该组装爪从腹板朝向箱体外部横向伸出，并且组装到翼梁上，组装爪通过位于该箱体的内部空间之外的固定装置抵压在该翼梁上。

优选地，每个组装爪沿着与其相关的翼梁延伸且几乎在该相关翼梁的整个长度上延伸。一种供替代的选择是设置一爪，该爪仅沿着与其相关的翼梁的一部分或连续或间断地延伸。另一种替代选择是，使每个组装爪沿着与其相关的翼梁的几乎整个长度间断地延伸。

优选地，所述固定装置是螺栓或铆钉，或类似零件。

优选地，该悬挂架还包括两个空气动力学侧面外壳，它们固定在刚性结构的箱体上，所述空气动力学侧面外壳均与所述侧面板的所述腹板对齐且间隔一定距离。

因此，该特征意味着结构性功能能够与悬挂架侧面部分的空气动力学功能脱离，该结构性功能由侧面板实现，而空气动力学功能是通过覆盖面板的这些侧面外壳实现的。以这样的方式分离功能，允许在不改变悬挂架制造强度和机械强度的情况下实现更高性能的空气动力学形式。尤其是，悬挂架的后部能够同时具有稍微弯曲的侧面空气动力学外壳，刚好适于悬挂架在该尾部的收缩，同时近似平面结构的侧面板提供了更好的机械强度。

优选地，每个侧面外壳和与其相关的侧面板共同构成悬挂架的隔间，使液压和/或电子系统能够从中穿过。对于这些系统的操作员来说，尤其是与根据现有技术的实施例相比较，这提供了便利通道，只要简单地移除侧面外壳即可，在现有技术的实施例中这些系统通常设置在悬挂架的上部中，位于上部箱体翼梁上。有利地，对于根据本发明的悬挂架，不再需要将任何电力或液压设备安装在箱体上翼梁之上，这是因为这些设备现在被装在上述的侧面隔间内。

优选地，该侧面外壳和侧面板共同构成悬挂架的设置在箱体的内部空间的两侧的两个隔间，液压系统穿过两个隔间中的一个，而电力系统穿过另外一个。这为按规定需要在两种类型的系统间设置间隔提供了简单而有效的方法。

最后，所述内部空间可以是管道的形式，压缩空气能够从其通过，优选地，压缩空气从发动机排出并且供给飞行器内部，例如满足飞行器加压的需要。可替换地，压缩空气管道可以穿过箱体内的内部空间。

本发明的另一目的是提供一种具有发动机和如上述的发动机悬挂架的用于飞行器的发动机组件。最后，本发明的另一目的是提供包括至少一个这样的发动机组件的飞行器。

阅读完下面详细的非限制性的描述后，本发明的其他优点和特征将变得更加清晰。

附图说明

下面将参照附图进行描述，其中：

图1示出了根据本发明一个优选实施例的用于飞行器的发动机组件的侧视示意图；

图2是示出了图1所示的发动机组件的悬挂架的局部透视图；

图3是沿着图1中III-III线截取的悬挂架的刚性结构的横截面图；以及

图4是类似于图3的视图，其中，已经添加了空气动力学侧面外壳以及液压和电力系统。

具体实施方式

图1示出了用于飞行器的发动机组件1，其被设计为固定在该飞行器的机翼3下面，该组件1具有本发明优选实施例形式的悬挂架4。

总的来说，发动机组件1包括诸如涡轮喷气发动机2的发动机和悬挂架4，该悬挂架具体设置有刚性结构10和安装系统11，该安装系统包括多个发动机紧固件6、8和用于吸收由涡轮喷气发动机2产生的推力的装置9，因此，安装系统11被设置在发动机和上述也被称作主结构的刚性结构10之间。应当注意，组件1被发动机舱(未示出)包围，且悬挂架4包括另外一组紧固件13(如图2所示)，这些紧固件将该组件1悬挂在飞行器的机翼下面并且所述紧固件13连接至该机翼的前翼梁19。

按照习惯，在下面的整个说明中，X方向表示悬挂架4的纵向方向，其也被认为是涡轮喷气发动机2的纵向方向，该X方向平行于该涡轮喷气发动机2的纵向轴线5。此外，Y表示相对于悬挂架4横向定向的方向，且同样被认为是涡轮发动机2的横向方向，同时Z是竖直方向或高度方向，X、Y和Z这三个方向相互正交。

此外，术语“前”和“后”可以认为是相对于飞行器前进的方向，飞行器的前进是由于涡轮喷气发动机2施加的推力所引起的，该方向以箭头7示意性示出。

在图1中，可以看到仅示出悬挂架4的推力吸收装置9、发动机紧固件6、8和刚性结构10。该悬挂架4的其他部件，诸如刚性结构10的位于飞行器机翼下面的悬挂装置，或用于系统的隔离与维护且同时支撑空气动力学整流罩的辅助结构则没有示出。

涡轮喷气发动机2在前端设置有限定一环形风扇通道14的大尺寸风扇罩12，且向后设置有包围该涡轮喷气发动机的核心部分的较小尺寸的中央罩16。最后，该中央罩16向后通过比中央罩16的尺寸更大的喷射罩17延伸。显然，罩12、16和17彼此连接在一起。

从图1中可以看到，多个发动机紧固件是由前发动机紧固件6和后发动机紧固件8组成的，如果需要，所述后发动机紧固件8可形成现有技术公知的两个后部半紧固件。推力吸收装置9具体包括用于吸收推力的两个侧连杆(因为图1是一侧视图，因此只显示其中的一个)，这两个侧连杆首先通过其前端连接到中央罩16的前部，接着通过其后端连接至平衡杆20，如图所示，该平衡杆本身被安装在刚性结构10上或后紧固件本体22上。

连接至风扇罩12的前发动机紧固件6是传统设计的，因此它仅能吸收由涡轮喷气发动机2沿着Y和Z方向产生的力，而因此不能吸收沿着X方向的力。作为参考，这个前紧固件6优选地穿入该风扇罩12的上部圆周端的一部分中。

后部发动机紧固件8总体被设置在喷射罩17和悬挂架的刚性结构10之间。如上所述，后发动机紧固件8优选地被设计为能够吸收涡轮喷气发动机2沿着Y和Z方向产生的力，而不能吸收沿X方向施加的力。其紧固件本体22是已知类型的且其设计与现有技术中遇到的非常相似，并且其被直接安装在箱体的下翼梁28上。因此，该紧固件本体限定支架(chape)，钩环(manille)铰接在该支架上，且钩环也用于铰接在固定于发动机的零件上。

因此，通过均衡性质的安装系统11，沿着X方向施加的力由装置9吸收，沿着Y和Z方向施加的力被前紧固件6和后紧固件8共同吸收。

此外，沿X方向施加的力矩通过紧固件8竖直地吸收，沿着Y方向施加的力矩通过后紧固件8以及紧固件6共同竖直地吸收，且沿着Z方向施加的力矩通过紧固件6和紧固件8共同竖直地吸收。

图1还示出了悬挂架的刚性结构10的设计。该刚性结构首先具有箱体24，该箱体沿着X方向在刚性结构10的很大一部分长度上延伸，因此形成了被称为主结构箱的扭矩箱(caisson de torsion)。所述箱体由沿着X方向基本垂直地延伸的上翼梁26和下翼梁28以及侧面板30(图1中只能看到其中的一个)构成。横向肋32可沿YZ平面设置在箱体内部且彼此纵向间隔，这些肋加强箱体24的刚度且参与到翼梁26，28和面板30的组装中。

在一个优选实施例中，只有彼此间隔一定距离的两个内部横向肋32，每个都可能加倍(doublé)。显然，它们与箱体的前部横向封闭肋32a和箱体的后部横向封闭肋32b一起使用。两个内部肋32中的一个位于后部紧固件8的附近，同时另一个肋位于系统13的前部紧固件的附近，系统13将悬挂架悬挂在机翼下。

应当注意，每个元件26，28和30可被制造成单一构件，或由相对彼此稍微倾斜的连续节段组装而成。优选地，如图1中清楚地示出的，下翼梁28在整个长度上是平面，该平面大致平行于XY平面或相对于XY平面稍微倾斜，然而上翼梁26在系统13的前紧固件处具有中断(cassure)。

作为说明，主结构10还设置有所谓的金字塔形前端25，该金字塔形前端固定在箱体24的前端上且金字塔形前端在其自身的前端上支撑有发动机紧固件6。

本发明的特征之一在于箱体24的结构，尤其是在于其组成部件的组装。

如图3中能够更清楚地看到，每个侧面板30因而发挥结构作用且包括竖直腹板36，该腹板横向限定箱体的内部空间38。腹板36包括面向上翼梁26的腹板上端36a和面向下翼梁28的腹板下端36b。每一腹板端部36a、36b均包括组装爪40，该组装爪从腹板36朝向箱体外部横向伸出。换句话说，每个组装爪40均从与其相关的腹板端部伸出，并且沿着Y方向远离悬挂架的竖直中分面P。

这些爪40优选地沿着翼梁26、28在其整个长度上连续延伸(即在箱体24的整个长度上延伸)。每个爪均构成用于其相关的翼梁的支承面，优选地，在爪和相关翼梁之间保持接触，如图3所示。

事实上，上翼梁26的两个侧端抵压并接触腹板上端36a处的相应两个组装爪40上，同时，下翼梁28的两个侧端抵压并接触腹板下端36b处的两个组装爪40上。

通过这些接触产生的重叠区域使得组件26、28和30利用穿过这些重叠区的诸如螺栓42或铆钉的传统固定装置的相互组装变得快捷而简单。因此，这些固定装置42位于箱体内部空间38之外，从而使得不再需要进入该箱体将螺栓42安装到位。

优选地，大致竖直的螺栓42因此沿着箱体的下侧部分和上侧部分的整个长度规则地设置在爪40和翼梁26，28之间的竖直重叠区处。

图2示出悬挂架4还包括两个空气动力学侧面外壳44，这两个空气动力学侧面外壳不再构成用于吸收发动机力的刚性结构10的一部分，而是属于所述悬挂架的辅助结构。

如图4所示，使用诸如铆钉或快速组装螺钉或相似元件的传统装置将这两个空气动力学侧面外壳44固定在箱体24上。每一个都与侧面结构面板30的腹板36相对且保持一定距离。更准确地，每个侧面外壳44在其顶端和底端处支承在两个辅助组装爪46上，这两个辅助组装爪设置在上翼梁26的侧端以及同一侧的下翼梁28的侧端。

在顶视图中，空气动力学侧面外壳44稍稍弯曲，并且因此刚好适于悬挂架在后部中的收缩。

如图4所示，每个侧面外壳44和与其相关的侧面板30共同构成位于箱体24侧面的悬挂架隔间48，并且因此通过其结构面板30参与隔间的限定。

优选地，液压系统50穿过两个隔间48中的一个，且电气系统52穿过另一隔间，因此，箱体24独自构成了不同类型的系统之间的间隔。此外，进入这些系统50、52非常容易，只是简单的移去空气动力学外壳44即可。

此外，内部空间38构成用于压缩空气通过的管道，压缩空气从发动机排出穿过该内部空间到达飞行器。

显而易见地，本领域技术人员能够对已经描述的仅作为非限制性实例的组件1和飞行器悬挂架4进行各种修改。在这方面，值得一提的是，尽管这里呈现的是适于悬挂在飞行器机翼下面的悬挂架4的适当结构，但该悬挂架4也可以呈现为不同的结构而使其能够安装在该机翼上面，并且甚至能够安装在飞行器机身的后部。