CN102673791B - 飞行器发动机附接挂架 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种飞行器发动机附接挂架，该飞行器发动机附接挂架包括由第一翼梁(18)、第二翼梁(20)以及两个侧向板(22)的组件形成的箱，该挂架还包括后部发动机附接件(8)，该后部发动机附接件(8)装配有后部附接本体(54)，并且还设置有与两个侧向板(22)相关联的两个侧向装配件(26)，该两个侧向装配件(26)固定于两个侧向板(22)并从两个侧向板(22)侧向地伸出箱盒的外部，每个装配件(26)与附接本体(54)形成平面附接接合面(36)，螺栓(56)穿过所述平面附接接合面(36)。根据本发明，当在通过该附接接合面的挂架的任何横向平面的截面上看时，每个接合面(36)呈直线区段的形状，该直线区段相对于竖直方向(Z)以45°倾斜。

Description

飞行器发动机附接挂架

技术领域

本发明总体上涉及一种用于诸如涡轮喷气发动机之类的飞行器发动机的附接挂架。该类型的附接挂架也被称作EMS(发动机安装结构)，并能够用于将涡轮喷气发动机悬挂在飞行器机翼下方，或者用于通过多个发动机附接件将该涡轮喷气发动机安装在该机翼上方。

背景技术

这种附接挂架设计成在诸如涡轮喷气发动机之类的发动机与飞行器机翼之间形成附接接合部。附接挂架将由与飞行器相关联的涡轮喷气发动机所产生的力传递至该飞行器的结构，并且附接挂架还能够实现发动机与飞行器之间的燃料***、电气***、液压***和通风***的布线。

该挂架包括传递力的刚性结构，该刚性结构也被称作主结构，通常为“箱”型，换句话说，该刚性结构由通过横向内部肋彼此连接的两个侧向板以及上翼梁和下翼梁的组件形成。

该挂架还设置有***在涡轮喷气发动机与挂架的刚性结构之间的安装***，该***总体上包括至少两个发动机附接件，通常为一个前部附接件和一个后部附接件。

此外，该安装***包括用于抵抗由涡轮喷气发动机产生的推力的装置。在现有技术中，该装置可以例如为两个侧向连接杆的形式，这两个侧向连接杆首先连接于涡轮喷气发动机风扇壳体的后部，并其次连接于固定至涡轮喷气发动机壳体的后部发动机附接件。

类似地，该附接挂架还包括***在该挂架的刚性结构与飞行器机翼之间的第二安装***，该第二***通常由两个或三个附接件构成。

最后，该挂架设置有用于在支撑空气动力学整流装置的同时隔离***并使***保持在位的副结构。

如上所述，根据现有技术的常规的附接挂架装配有后部附接件，该后部附接件通常固定于箱的下翼梁。该特别的特征需要通向箱的内部的通道以便能够安装后部附接件。但是，挂架内部的通道通常非常有限，这不可避免地导致安装困难，这将趋于增加成本和时间。

在文献EP 1 896 327 B1中公开了一种替代性方案。该方案包括提供被添加到箱上的两个侧向装配件，每个侧向装配件固定在箱的下翼梁与侧向板之间，每个侧向装配件从箱的侧向板侧向地伸出。侧向装配件通过布置在箱外部的竖直螺栓固定在后部发动机附接本体上。

该方案改善了对螺栓的接近，因而提供了较容易的组装，但是由于箱的侧向板与螺栓非常接近，所以该方案仍可被改进。

此外，尽管这些装配件插在下翼梁与侧向板之间，但侧向尺寸仍然很大并因此产生二次流的不可忽略的空气动力学干扰。此外，该组装需要侧向板中的允许侧向装配件通过的凹部，以及需要在下翼梁处的阻塞部。位于这些侧向装配件附近的横向内部肋也必须具有用于装配件的“夹层式”组装的特殊的复杂形状。在上述元件上的这些形状不连续性产生必须被补偿的低机械强度，从而通常增加成本和质量。

最后，在下翼梁下方设置有剪切销***以抵抗横向力。这些装置附加于侧向装配件，该侧向装配件通过穿过侧向装配件的螺栓抵抗竖直力，这显著增加了附接挂架的该区域的复杂度。

发明内容

因此，本发明的目的在于提出如下一种飞行器发动机附接挂架：与现有技术的实施方式相比，该飞行器发动机附接挂架至少部分地解决上述缺点。

为此，本发明的目的是一种用于飞行器发动机的附接挂架，所述挂架包括刚性箱型结构，该刚性箱型结构由第一翼梁、沿挂架的竖直方向(Z)与第一翼梁间隔开的第二翼梁、两个侧向板以及连接所述翼梁和板的横向内部肋的组件而形成，所述挂架还包括后部发动机附接件，该后部发动机附接件装配有后部附接本体，该后部附接本体布置在所述箱外部并面向所述第二翼梁，所述后部发动机附接件还装配有与两个相应的侧向板相关联的两个侧向装配件，这两个侧向装配件固定于两个相应的侧向板并从两个相应的侧向板侧向地伸出所述箱外部，每个侧向装配件与所述附接本体形成平面附接接合面，螺栓穿过该平面附接接合面。

根据本发明，当在挂架的通过该附接接合面的横向平面的截面上看时，每个附接接合面呈直线区段的形状，且该直线区段相对于竖直方向(Z)以45°倾斜，据此，所述附接接合面与所述箱之间的距离随着从第一翼梁朝向第二翼梁的距离的增大而增大。

该方案的主要优点在于由于附接接合面的45°的特定的倾斜而减小了箱和侧向装配件形成的组件的侧向尺寸，这与根据现有技术的方案明显不同，根据现有技术的方案，这些接合面是水平的。

此外，由于螺栓优选地同样相对于竖直方向45°倾斜，所以螺栓易于接近。这意味着螺栓的端部能够移动离开侧向板得更远，使得在拧紧时能够更容易地接近螺栓。

此外，由于侧向尺寸显著减小，所以不再需要采用以前选择的如下安装***：在该安装***中，侧向装配件***在下翼梁与侧向板之间。侧向装配件能够固定在侧向板上的外侧上，而不会对二次流产生明显的空气动力学干扰。在该优选情况下，该组装就不再需要在侧向板中的用于侧向装配件通过的凹部，也不需要在下翼梁处的阻塞部，也不需要位于这些侧向装配件附近的内部横向肋的、实现装配件的“夹层式”安装的任何特别的复杂形状。结果，简化了设计，该简化的设计很大程度地限制了上述元件的形状不连续性，导致显著的成本节省和质量减轻。

最后，由于两个附接接合面相对于竖直方向以45°倾斜，所以每个半附接件能够不仅抵抗沿竖直方向的力，而且抵抗沿横向方向的力。因此不再需要在现有技术中使用的用于抵抗横向力的剪切销***。这导致附接挂架的质量的减轻以及设计的简化。

优选地，后部发动机附接件中的每一个侧向装配件包括位于箱上的第一附接板，以及位于附接本体上的第二附接板，所述第二附接板具有限定所述附接接合面的支承表面。

优选地，所述第一附接板和所述第二附接板通过加强肋连接。在这种情况下，优选地，将加强肋布置成沿由挂架的横向方向和竖直方向限定的平行平面而定向。

优选地，所述第一附接板仅支承在与其相关联的侧向板的外表面上。因而，每个装配件在箱上的支承优选地仅通过该第一附接板在与其相关联的侧向板上形成。

优选地，侧向板的支承所述第一附接板的部分具有如下内表面：该内表面支承在由内部横向肋中的一个的边缘和由第二翼梁的侧向凸缘共同限定的平面表面上。因此，形成箱的元件的形状不连续性的数量极其有限。

在这个方面，所述第二翼梁优选地具有大致不变的宽度，换句话说，没有在现有技术使用的类型的阻塞部。

优选地，后部附接件的所述两个侧向装配件中的每一个制成单件。

优选地，后部附接件的所述两个侧向装配件中的每一个由钛制成。

优选地，每一个平面附接接合面平行于挂架的纵向方向或者可能相对于纵向方向倾斜。

优选地，所述后部发动机附接件设计成限定两个半附接件，每一个半附接件能够抵抗沿所述挂架的竖直方向(Z)以及沿所述挂架的横向方向(Y)施加的力。

如上所述，这将横向力和竖直力的抵抗集中在两个竖直装配件处。

但是，能够将布局设计成使得后部发动机附接件还包括剪切销，该剪切销能够抵抗沿挂架的横向方向施加的力，仅在上述装置失效的情况设置成在失效保护情况下抵抗这些竖直力。在与文献EP 1 896 327 B1中公开的方案相同或者相似的该方案中，剪切销穿过第二翼梁并且剪切销的一端容纳在后部附接本体中，该端装配有铰孔，销也通过该铰孔穿过后部附接本体。因此，应当理解，该剪切销能够执行失效保护功能以传递沿横向方向施加的力，这意味着销带有间隙地安装在后部附接本体的外壳中。此外，与铰孔相配合的销能够执行用于沿竖直方向施加的力的传递的第二失效保护功能。能够设置两个这种布置并将其布置成与两个侧向装配件中的每一个接近，使得失效保护功能能够应用于两个侧向装配件中的每一个。

与两个侧向装配件相关联的这两个所谓的失效保护功能能够通过将后部发动机附接件布置成还包括与两个布置中的每一个相关联的辅助销来改进，该辅助销穿过第二箱翼梁并且其一端容纳在后部附接本体中，该端设置有铰孔，销也穿过该铰孔。销优选地沿挂架的纵向方向定向。

最后，本发明的另一目的是包括至少一个如上所述的附接挂架的飞行器。

本发明的其他优点和特征将在下面非限制性的详细描述中体现。

附图说明

将参照附图进行该描述，在附图中：

图1示出了飞行器发动机组件的局部示意性侧视图，该飞行器发动机组件包括根据本发明的优选实施方式的附接挂架；

图1a示出了这样的视图：该视图示意性地示出了图1所示的组件的发动机附接件中的每一个的抵抗力；

图2示出了图1中示出的挂架的后部发动机附接件的一部分的立体图；

图3示出了图2中示出的挂架的仰视图，其中，后部发动机附接本体已被移除；以及

图4示出了沿图3中的线IV-IV截取的截面图。

具体实施方式

图1示出了用于飞行器的、将被固定在该飞行器(未示出)的机翼3下方的发动机组件1，该组件1包括根据本发明的优选实施方式的附接挂架4。

总体上，发动机组件1由诸如涡轮喷气发动机2之类的发动机和附接挂架4构成；特别地，该挂架设置有多个发动机附接件6、8、9和支撑这些附接件的、被称作主结构的刚性结构10。供参考，应当指出的是，组件1设计成被吊舱(未示出)围绕，并且附接挂架4设置有用于将该组件1悬挂在飞行器机翼下方的另一系列的附接件(未示出)。

在以下通篇的描述中，按照惯例，X表示挂架4的纵向方向，该方向也被认为与涡轮喷气发动机2的纵向方向相同，该X方向平行于该涡轮喷气发动机2的纵向轴线5。此外，横向于挂架4的方向被称作Y方向，并且该方向也能够被认为与涡轮喷气发动机2的横向方向相同，并且Z是竖直方向或高度方向，这三个方向X、Y和Z彼此正交。

另外，用语“前部”和“后部”必须是相对于由于涡轮喷气发动机2施加的推力而产生的飞行器的前进方向来考虑，该方向用箭头7示意性地表示。

图1示出了仅有附接挂架4的发动机附接件6、8、9和刚性结构10被示出。其他未示出的形成该挂架4的元件——比如刚性结构10的位于飞行器机翼下方的附接装置，或者用于***的隔离并将***保持在位且支撑空气动力学整流装置的副结构——是常规件或者与现有技术中已知的那些相似，并且为本领域的技术人员所熟知。因此，将不对其进行详细的描述。

刚性结构10是常规形式的箱，其由称作第一翼梁的上翼梁18、称作第二翼梁的下翼梁20以及两个侧向板22形成，上翼梁18和下翼梁20都沿X方向并大致在XY平面或者相对于XY平面略微倾斜的平面内延伸，两个侧向板22(在图1中仅示出了一个)沿X方向并大致在XZ平面内延伸。该箱内部位于YZ平面内并以纵向间隔定位的横向肋24加强了刚性结构10的刚度。供参考，应当指出，元件18、20、22中的每一个都能够制成单件，或者通过邻接部分的组装来制造。

此外，涡轮喷气发动机2在前端处设置有限定出环形风扇管道14的大尺寸风扇壳体12，并且涡轮喷气发动机2包括朝向后部并容纳该涡轮喷气发动机的芯体的较小的中央壳体16。最后，中央壳体16朝向后部方向延长比壳体16大的排气壳体17。显然，壳体12、16和17彼此固定。

如图1中能够看到的那样，所述多个发动机附接件由前部发动机附接件6、后部发动机附接件8以及附接件9构成，后部发动机附接件8实际上形成两个后部半附接件，附接件9形成用于抵抗由涡轮发动机2产生的推力的装置。如图1中示意性地示出的那样，该装置9例如为两个侧向连接杆(由于侧视图的原因，只有一个可见)的形式，其首先连接于风扇壳体12的后部，并其次连接于安装在后部附接件8上的分布梁。还应当指出的是，这些连接杆的后端能够替代性地连接于比后部附接件更向前的分布梁。

前部发动机附接件6——其固定于刚性结构10的锥形部15并固定于风扇壳体12——常规性地设计成其只能够抵抗由涡轮喷气发动机2产生的沿Y方向和Z方向的力，并因此不抵抗沿X方向施加的力。为了引导，该前部附接件6优选在中央壳体的前端附近穿入风扇壳体的支撑扇壳体的固定叶片的内部中。

后部发动机附接件8形成本发明的一个特别的特征，并且将参照图2至图4来更详细地描述后部发动机附接件8。后部发动机附接件8被完全***在排气壳体17与挂架的刚性结构10之间。后部发动机附接件8设计成形成相对于由轴线5和Z方向限定的平面P对称布置的两个半附接件，这些半附接件中的每一个都设计成抵抗由涡轮喷气发动机2产生的沿Y方向和Z方向的力，而不抵抗沿X方向施加的力。

这样，如图1a中能够示意性地看到的那样，沿X方向的力通过附接件9来抵抗，而沿Y方向和Z方向施加的力通过前部附接件6和后部附接件8来共同抵抗。

此外，绕X方向施加的力矩通过附接件8的两个半附接件被竖直地抵抗，绕Y方向施加的力矩通过附接件8的两个半附接件与附接件6联合地被竖直地抵抗，而绕Z方向施加的力矩通过附接件8与附接件6联合地被横向地抵抗。

图2示出后部发动机附接件8的一部分，后部发动机附接件8形成两个后部半附接件，这两个后部半附接件中的每一个抵抗沿Y方向和Z方向施加的力，并且这两个后部半附接件相对于上述平面P对称地布置。

由于两个后部半附接件是对称的，所以下面将只描述图2中可见的左半附接件。总体上，左半附接件包括侧向装配件26，侧向装配件26包括在箱上的第一附接板28，以及在后部附接本体54上的第二附接板30。优选地，侧向装配件26具有沿Y方向和Z方向定向的对称平面。因此，第一板28沿X方向大致在XZ平面内延伸，并且第一板28包括与相关联的侧向板22的外表面平面接触的内表面32。因此，该第一附接板28优选地仅与箱的该板22接触，板22本身与下翼梁20的侧向凸缘34和面向板22的肋24平面接触，如下面将要描述的那样。供参考，本领域技术人员将会知道该凸缘34大致位于XZ平面内，使得侧向板22能够例如通过铆接或者夹紧而被组装到该翼梁20上。

板28优选利用依次穿过板28、侧向板22、边缘35的贯穿螺栓(未示出，并且最下面的螺栓可能穿过凸缘34)组装到板22上。

第二附接板30具有附接面或者支承表面37，该附接面或者支承表面37与设置在附接本体54的侧向端部处的互补附接面或者支承表面39平面接触，这两个面37、39形成本发明特有的平面附接接合面36，这将参照图4来更全面地描述。

此外，侧向装配件26包括固定到附接板30的上表面以及附接板28的外表面的加强肋40，这些肋40沿着平行的YZ平面定向。优选地，能够布置成使得接合面36定位成大致与翼梁20的下表面侧向邻接，如图2中能够看到的那样。

现在更具体地参照图3和图4，这两个图示出了板28的内表面32和与板28相关联的侧向板22的外表面44接触。因此，整个侧向装配件26都位于箱的外部，侧向装配件26与箱仅有的接触设置在表面32与表面44之间。

另外，与板28接触的侧向板22的部分的内表面46本身与通过内部肋24的竖直边缘35以及在下部通过翼梁20的侧向凸缘34所共同限定的平面表面平面接触。为此，在边缘35的下部设置微小的偏移量48，以容纳具有相应厚度的凸缘34。

如图3中能够看到的那样，板22不需要任何凹部以使侧向装配件26能够通过，并且下翼梁20的宽度大致不变，即，下翼梁20不具有横向阻塞部。

现在更具体地参照图4，每一个侧向装配件26——优选地由钛制成单体件——因此固定到横向地布置在下翼梁20下方的后部附接本体54。在本体54与面向本体54的下翼梁20之间可以设置小的间隙。

本体54然后包括用于每个半附接件的挂环58，在挂环58上通过销62沿X方向铰接有连接环60。如图4中能够看到的那样，连接环或者连接杆60略微偏离竖直方向倾斜，使得与平面P的距离随着高度增加而减小。

供参考，在连接环60的下端还设置有沿X方向定向的第二销64，使得连接环能够被铰接到固定于涡轮喷气发动机2的壳体的装配件/挂环(未示出)上。因此，将会理解，每个后部半附接件都包括铰接连接环60、挂环58和装配件26，两个半附接件的两个挂环58也连接在同一个后部附接本体54内，附接本体54优选地制成单件。

本发明的特别的特征中的一个在于如下事实：在挂架的穿过附接接合面36的任何YZ横向平面内，穿过每个接合面36的截面——如图4中示出的截面——是与Z方向倾斜45°的直线区段的形式。知道每个接合面优选地平行于X方向，因此不管截面的平面如何，直线区段都是相同的。这限制了沿Y方向的尺寸，并且通过每个后部半附接件抵抗沿Y方向和沿Z方向施加的力。该倾斜使得每个附接接合面36与箱之间的侧向距离随着沿Z方向从翼梁18朝向翼梁20的距离的增大而增大。因此，相对于平面P对称的两个直线区段属于在箱10中相交的两条假想直线。

穿过这些接合面的螺栓56优选地全部定向成和与其相关联的接合面36正交，并因此同样相对于竖直方向以45°定向。螺栓56保持支承表面37与支承表面39之间的压力，其中，螺栓头侧向地布置在箱外部，而螺母容纳在发动机附接本体54中。

因此，在附图中示出的示例中，第一附接板28和第二附接板30都平行于X方向并相对于彼此以大约225°的角度倾斜。

以上描述示出了后部发动机附接件8形成两个半附接件，每个半附接件能够抵抗沿Y方向和沿Z方向施加的力。但是，可以设置销80(图2中可见)和与文献EP 1 896 327 B1中描述的那些销(未示出)相似的销来执行所谓的失效保护功能，以抵抗沿Y和Z这两个方向的力。

显然，本领域的技术人员能够对刚刚仅作为非限制性示例被描述的用于飞行器的涡轮喷气发动机2的附接挂架4做出各种修改。在这个方面，值得一提的是，尽管挂架4示出为处于用于被悬挂在飞行器机翼下方的适合的构型，但也能够以不同的构型示出该挂架4，使得挂架4能够安装在该机翼上方。

Claims (10)

1.一种用于飞行器发动机(2)的附接挂架(4)，所述附接挂架包括箱型刚性结构(10)，所述箱型刚性结构(10)由第一翼梁(18)、沿所述附接挂架的竖直方向(Z)与所述第一翼梁间隔开的第二翼梁(20)、两个侧向板(22)以及连接所述第一翼梁(18)、所述第二翼梁(20)和所述两个侧向板(22)的横向内部肋(24)的组件形成，所述附接挂架还包括后部发动机附接件(8)，所述后部发动机附接件(8)装配有后部附接本体(54)，所述后部附接本体(54)布置在所述箱型刚性结构的外部并且面向所述第二翼梁(20)，所述后部发动机附接件(8)还装配有与两个相应的侧向板(22)相关联的两个侧向装配件(26)，所述两个侧向装配件(26)固定于所述两个相应的侧向板(22)并从所述两个相应的侧向板(22)侧向地伸出所述箱型刚性结构的外部，每个侧向装配件(26)与所述后部附接本体(54)形成平面附接接合面(36)，螺栓(56)穿过所述附接接合面(36)，

其特征在于，当在所述附接挂架的通过所述附接接合面(36)的任何横向平面的截面上看时，每个附接接合面(36)呈直线区段的形状，且所述直线区段相对于竖直方向(Z)以45°倾斜，据此，所述附接接合面(36)与所述箱型刚性结构之间的距离随着从所述第一翼梁(18)朝向所述第二翼梁(20)的距离的增大而增大。

2.根据权利要求1所述的附接挂架(4)，其特征在于，所述后部发动机附接件(8)的每个侧向装配件(26)都包括位于所述箱型刚性结构上的第一附接板(28)以及位于所述后部附接本体上的第二附接板(30)，所述第二附接板具有限定所述附接接合面的支承表面(37)。

3.根据权利要求2所述的附接挂架(4)，其特征在于，所述第一附接板(28)和所述第二附接板(30)通过加强肋(40)连接。

4.根据权利要求2或3所述的附接挂架(4)，其特征在于，所述第一附接板(28)仅支承在与其相关联的侧向板(22)的外表面(44)上。

5.根据权利要求4所述的附接挂架(4)，其特征在于，所述侧向板(22)的所述第一附接板(28)支承于其上的部分具有内表面(46)，所述内表面(46)支承在由所述内部横向肋(24)中的一个内部横向肋的边缘(35)和由所述第二翼梁(20)的侧向凸缘(34)共同限定的平面表面上。

6.根据权利要求1-3中任一项所述的附接挂架(4)，其特征在于，所述第二翼梁(20)具有不变的宽度。

7.根据权利要求1-3中任一项所述的附接挂架(4)，其特征在于，所述后部发动机附接件的所述两个侧向装配件(26)中的每一个侧向装配件制成单件。

8.根据权利要求1-3中任一项所述的附接挂架(4)，其特征在于，所述后部发动机附接件的所述侧向装配件(26)中的每一个侧向装配件由钛制成。

9.根据权利要求1-3中任一项所述的附接挂架(4)，其特征在于，所述后部发动机附接件(8)设计成限定两个半附接件，每个所述半附接件能够抵抗沿所述附接挂架的竖直方向(Z)以及沿所述附接挂架的横向方向(Y)施加的力。

10.一种飞行器，其特征在于，所述飞行器包括至少一个根据前述权利要求中任一项所述的附接挂架(4)。