CN101272954B - 具有单体框架的挂架 - Google Patents

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Abstract

本发明描述了一种用于航空器发动机组件悬挂架的新型结构。挂架(50)包括例如通过铸造工艺或焊接工艺制造的单体框架(20)，该框架覆盖有通过机械方法装配的蒙皮(40)。有利地，加强构件(30)通过机械方法固定于施力点(26)。根据本发明的双重结构(20，40)在由于机械装配而遵守安全标准的同时，可以在制造过程中获得一体化的优点。

Description

具有单体框架的挂架
技术领域
一般而言，本发明涉及一种航空器发动机悬挂架。这种类型的悬挂架也称作EMS(Engine Mounting Structure，发动机机架结构)，并且例如，可被用于通过多个连接件将涡轮喷气发动机悬挂在航空器机翼下面，或将涡轮喷气发动机安装在该机翼上方。
更具体地，本发明涉及一种新型挂架结构及其制造方法。
背景技术
在航空器中，设计悬挂架以在诸如涡轮喷气发动机的发动机与航空器机翼之间形成连接界面。该悬挂架将其相关涡轮喷气发动机所产生的力传递至航空器的结构，并且还能够在发动机与航空器之间实现燃料、电力、液压和空气***的通路。
如图1所示，航空器发动机组件1被设计为固定在航空器的机翼2下面，并且该航空器发动机组件包括诸如涡轮喷气发动机3的发动机以及悬挂架4。在涡轮喷气发动机3前端处设置有限定环形风机管道的大尺寸风扇壳体(或风机壳体)5并且在接近后端处具有容纳该涡轮喷气发动机核心的较小尺寸的中央壳体6；中央壳体6通过较大尺寸的排气壳体7沿向后方向延长；壳体5、6和7彼此固定并沿轴线AA延伸。
具体地，沿平行于AA轴线主方向或略微偏斜该轴线的主方向延伸的纵向元件悬挂架4设置有承载多个发动机悬架8以便固定涡轮喷气发动机3的刚性结构以及用于将该组件1悬挂在航空器的机翼2下面的另一组悬架(未示出)。
为进行引导，应该注意的是，组件1被设计为由外壳(未示出)所包围。
在下面进行的整个描述中，应当相对于由涡轮喷气发动机3施加的推力作用下所产生的航空器的运动方向来考虑“向前”和“向后”，该方向由箭头9示意性地示出。
为了传递力，挂架4在一般情况下包括通常为“箱”形的刚性结构，换言之，包括由杆形式的元件构成并且通过壁板(panel)连接的棱边。
图2中示出了一种传统类型的实施例。传统悬挂架因此包括由上翼梁11和下翼梁12构成的具有箱形式的刚性结构10，这两个翼梁均沿与发动机3的AA轴线方向相似的主方向延伸。两个侧壁板13(在图2中只能看到后壁板)定位在加强件10的侧边上以便“封闭”挂架4。壁板13通常包括使得能够接近位于挂架4中的不同元件的开口14。
该箱内的位于纵向间隔处的横向翼肋15增强结构10的刚性；基于翼肋所在的位置，翼肋15a抵抗力，而翼肋15b稳定结构10。
此外，挂架4设置有插在涡轮喷气发动机3与刚性结构10之间的装配***8；该***8包括至少两个发动机悬架，通常为至少一个前悬架16和至少一个后悬架17；另外，安装***8包括用于抵抗由涡轮喷气发动机3产生的推力的装置，例如该装置具有首先连接于涡轮喷气发动机3的风扇壳体5的后部且其次连接于定位在前悬架16与后悬架17之间的连接点的两个侧杆的形式。
同样地，悬挂架4还包括插在刚性结构10与航空器机翼2之间的第二安装***18，该第二安装***通常由两个或三个悬架构成。
最后，该挂架设置有用于在支撑空气动力整流装置的同时隔离***并将***保持在位的辅助结构。
该结构10的主要问题是组装困难；明显地，不同的翼肋15a、15b必须一个接一个地固定于翼梁11、12，并且它们的位置是精确确定的，具体地，为了使发动机的运转最优化，它们的位置尤其是由发动机的悬架16、17的固定位置而精确确定的。此外，不同连接装置增加了挂架4的重量，这在航空应用方面一直是个缺点。
发明内容
本发明提出了一种用于航空器悬挂架的新型结构，该结构在保持挂架框架加强件的安全相关性能的同时简化其制造和定位。
根据本发明的一个方面，本发明提出了一种通过结合有不同工艺的两个步骤来组装悬挂架结构的方法，即：
-通过焊接、铸造或任何其他工艺进行挂架框架等的单体式制造步骤，换言之，进行棱边和翼肋(如果有的话)(以及可能的话，这些面之一)的单体式制造；
-然后进行挂架封闭壁板的机械连接步骤。
根据本发明的单体式制造方法可以提供整体的、一体式框架，换言之，该框架无法拆卸，尽管在焊接的情况下该框架可以由不同元件来制造。
优选地，在封闭之前或者之后，还通过机械方法将加强配件固定在应力非常高的位置处。
使用两种不同技术有许多优点。事实上，通过除去由连接件产生的机械冗余(redundancy)，框架的一体化能够减轻该框架的重量并缩短其制造时间。此外，保持机械连接，从而导致挂架不是单体式的，与其制造时的用途相比，该挂架是易损坏的；当损害是由材料、制造或维护缺陷造成时，完全一体式的结构难于满足结构的损伤容限(damage tolerance)要求。
根据另一方面，本发明涉及利用根据本发明方法的航空器的发动机悬挂架。该挂架具有单体式结构，换言之具有整体一体式结构，该结构包括箱的棱边以及机械连接于沿挂架的主方向延伸的四个纵向壁板中的至少三个的翼肋(如果需要的话)。有利地，该挂架包括用于机翼和发动机的连接点，每一连接点通过机械固定于单体式框架的加强配件双重保护(double up)。具体地，以一种优选的方式，这些壁板可由复合材料制成，而该框架可由金属(例如钛)制成。
附图说明
在参照附图阅读下面的描述之后将会更加理解本发明的特征和优点，这些附图用于示意性的目的而绝非限制性的。
已经描述的图1示出了局部的航空器发动机组件的侧视图。
已经描述的图2示出了根据现有技术的悬挂架。
图3示出了根据本发明一个优选实施例的悬挂架。
具体实施方式
如上所述，悬挂架的制造是个长且复杂的工艺过程。然而，考虑到施加在挂架上的载荷以及航空工业方面所遵守的安全条件，很少有可行的解决方案。例如，由于在任何情况下局部失效必须补偿的固有的失效安全功能，因此挂架在航空器运行中的基本功能要求严格的可靠性标准。
因此，本发明提出了一种挂架类型，对于这种挂架类型而言，框架(仅仅是框架)为单体式(monolithic，或整体式)和/或一体化类型的，以在减少结构重量并简化制造工艺的同时满足要求。事实上，挂架结构的完全一体化不足以满足所要求的条件；例如，如果在单体式挂架的材料上出现裂纹，这可能蔓延到结构的其他部分并产生完全推断得出来的风险。
根据本发明并且如图3所示，单体式结构仅涉及框架20，换言之，仅涉及箱“构架”，翼肋22、棱角24(换言之，棱边)、基本力输入路径26(具体地，连接点)均以一体化的方式制造出。该结构体现为框架20形式，该框架通过在纵向面以及两个端部上添加壁板(***面部分，这两个准平面可以是整体(unit)也可以不是。可能地，根据本发明，只有纵向壁板中的一个壁板(尤其下部壁板)或该壁板中的一部分可以被结合至框架20中。
根据一个实施例，可以通过例如沿纵向方向在不同翼肋22上焊接大量棱角24来形成框架20；将第一翼肋(还形成端部棱边)放置到位，接着放置四个第一棱角(或纵向棱边)并焊接肋22，然后放置四个第二纵向棱边等。从而，框架20被最终制造成不能拆卸的整体部件的形式，对于该整体部件而言，材料是连续的。因此，通过根据本发明的结构，考虑到可以优选地调整棱角24的长度，抵抗力的翼肋22a的定位较少受到限制。
通过使用适于构架20的设计，将焊缝28设置在构架20***，以便于能够容易地使用焊头并使用用于通过例如机加工或研磨来重整焊缝28的工具。通过该优选实施例，因为现在可以除去毛口，从而可以增强焊接的可靠性。
根据另一实施例，例如可通过铸造方法来制造框架20。
根据另一实施例，将框架20的所有基本部分22、24均定位在形成将来的纵向面的安装框架上并焊接这些所有的基本部分；接着可以将该组件放入熔炉中以消除(relax)焊接所产生的应力，其中，在该熔炉中，在某一温度下对该组件进行持续的所谓“张弛(relaxation)”的热处理，该温度以及持续的时间取决于所使用的材料。
应该注意的是，该挂架的图示仅用于指导。尤其地，翼肋22可以由不垂直于挂架主方向而是例如相对于该主方向倾斜的框架构成。该挂架还可以具有不同的几何形状，例如诸如在下和/或上表面上具有变化的片段(图3)，左和/或右侧面具有不同的气动(或空气动力学)形状。最后，可根据抵抗通过发动机和机翼悬架传递的力的方法来调节挂架的形状。通过简化构成框架20的基本元件来促进所有这些选择。
有利地，将配件30添加至由此形成(优选地通过机械连接形成)的构架，以便双重保护处于力临界点的连接点26。具体地，例如，可以将发动机的前悬架加强构件32与机翼的连接加强构件34一起螺拧于框架上。此外，可以通过用于通过发动机后悬架所引入的力的元件38以及通过与抵抗推力相关的元件38’使后连接点双重保护；这两个元件38、38’也可以彼此机械地(或通过机械方法)固定。
由于对框架20结构的损坏将由比传统结构10中的配件数量少并且具有较简单的形状的配件30来补偿，因此，这些配件30增加了“失效安全”功能。
从而，有利地，框架20通过利用机械地固定于其的蒙皮(skin)壁板40覆盖在其四个纵向面上(或三个其余面上)。与现有技术相反，在这种情况下，这些壁板实现简单的蒙皮作用，且可以具有低硬度，并且在组装期间能够容易地形成为与框架20所指定的形状相匹配。这一性质在制造和使用期间可节省成本。
根据本发明的结构，相对于框架20，壁板40也可以选择不同的构成，尤其地，可以具有挂架50(对于该挂架而言，框架20由钢或钛制成)、由特种钢制成的配件30、以及由复合材料制成的壁板40；当然，可以构想与结构20、30的剩余部分具有相同性质的金属壁板40，以及任何其他钢、钛、铝或合金的金属壁板。
因此，本发明是在成本、重量方面获得节省的结合与降低连接处风险之间获得平衡(compromise)，并且通过双重“失效安全”结构来最大化安全准则。根据本发明的挂架50保持具有良好损伤容限的已知多部分箱的所有冗余部分，同时通过进入到框架的主要的力路径的结合，从而实现显著的节省。

Claims (15)

1.一种用于航空器的发动机悬挂架(50)，所述悬挂架具有箱型结构，所述箱型结构包括沿主方向延伸的内部框架(20)，所述内部框架设置有沿着所述主方向形成所述结构的***的四个纵向壁板(40)，所述悬挂架(50)包括用于所述发动机和/或机翼的连接点(26)，其特征在于，至少三个所述纵向壁板(40)机械地固定于所述框架(20)，所述框架限定所述箱型结构的棱边(22，24)并包括所述连接点(26)，所述框架(20)被制成单体式的，所述框架通过沿纵向方向在不同的翼肋上焊接大量棱边而形成。
2.根据权利要求1所述的悬挂架，其中，单体式框架(20)还包括位于所述悬挂架(50)的连接点(26)处的翼肋(22a)，所述翼肋由连接所述棱边(24)的框架构成。
3.根据权利要求2所述的悬挂架，其中，所述单体式框架(20)还包括支撑肋(22b)，所述支撑肋由连接所述棱边(24)的框架构成。
4.根据权利要求1所述的悬挂架，其中，所述四个纵向壁板(40)机械地固定于所述单体式框架(20)。
5.根据权利要求2所述的悬挂架，其中，所述四个纵向壁板(40)机械地固定于所述单体式框架(20)。
6.根据权利要求3所述的悬挂架，其中，所述四个纵向壁板(40)机械地固定于所述单体式框架(20)。
7.根据权利要求1至6中任意一项所述的悬挂架，其中，所述框架(20)通过沿所述棱边(24)的焊缝(28)制造而成。
8.根据权利要求1至6中任意一项所述的悬挂架，还包括加强配件(30)，所述加强配件在所述连接点(26)处机械地固定于所述框架(20)。
9.根据权利要求7所述的悬挂架，还包括加强配件(30)，所述加强配件在所述连接点(26)处机械地固定于所述框架(20)。
10.根据权利要求1至6、或9中任意一项所述的悬挂架，其中，所述框架(20)由钛制成，并且/或者所述壁板(40)由复合材料制成。
11.根据权利要求7所述的悬挂架，其中，所述框架(20)由钛制成，并且/或者所述壁板(40)由复合材料制成。
12.根据权利要求8所述的悬挂架，其中，所述框架(20)由钛制成，并且/或者所述壁板(40)由复合材料制成。
13.一种用于制造箱型航空器发动机悬挂架的方法，所述方法包括以下步骤：单体式制造挂架框架(20)，以及将壁板(40)机械地连接至所述框架(20)上。
14.根据权利要求13所述的制造方法，其中，所述单体式制造步骤通过焊接或铸造工艺来实现。
15.根据权利要求13至14中任意一项所述的制造方法，还包括将加强配件(30)机械地连接至所述框架(20)上。
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