CN102712369A - 包括发动机的悬挂元件的飞行器组件与相关联的飞行器 - Google Patents

Abstract

发动机(22)通过中间结构(39)被悬挂在支柱(23、24)上，所述中间结构由凸缘(40、41)组装在支柱和发动机上，刚性结构(42)连接所述凸缘。当试图通过其重心平面将发动机完全悬挂在支柱的正面，并远离支柱时，所述设置能简化支柱的设计以便允许较大的悬伸：元件(39)能耐受来自悬伸的连续的力。其还能使安装有利于将力朝支柱平衡传递并具有良好的过滤震动的能力。

Description

包括发动机的悬挂元件的飞行器组件与相关联的飞行器

技术领域

本发明涉及一种包括发动机的悬挂元件的飞行器组件以及相关联的飞行器。

背景技术

所述元件在机身或机翼上被联在发动机的悬挂支柱上。大部分已知的支柱包括线状主体部分，其后面是连接部分，发动机被直接附接在该连接部分上且基本呈半桶状。所述设计具有多个缺点，首先是对来自发动机的推力的不正确传递，这会形成较大的挠曲力矩和在连接部分上形成不良的分布，以及会引起很难过滤且有损飞行器机舱的舒适性的振动。

尤其需考虑的是，常常不可能将支柱的主体部分设置在发动机的重心平面上，但是通常建议需通过该平面将发动机悬挂在支柱上，以便减少发动机的变形；解除振动模式且允许对其独立处理以便进行过滤；且最终限制发动机内部的挠曲，所述挠曲将导致在转子和定子之间形成不规则的间隙，使性能下降，甚至过早磨损。如果支柱的主体部分应远离发动机的重心，例如与螺旋桨间隔开，通过重心实现发动机的悬挂就需要接受连接部分中的悬伸，而这在现有的设计中通常难以被接受。

文献WO-A-2008/000924描述了飞行器发动机在支柱上的悬挂元件，该悬挂元件包括被型材格栅或管格栅分开的两个圆形凸缘，但是，悬挂元件通过其两个凸缘被悬置在支柱的端部，从而其未被用来将挠曲运动以规则的方式传递至支柱。相反，支柱本身包括悬伸的水平端，该水平端将传递所述挠曲运动，并以不利的方式形成变形。最后，发动机显然没有通过其重心平面被悬挂，从而引起所述挠曲运动的增加。

发明内容

本发明的目的在于在支柱上接合发动机的悬挂元件，该悬挂元件能在垂直于发动机轴线的平面内传递全部发动机的力，且通过相对端被附接在发动机和支柱的连接部分，其结构与连接部分的结构完全不同，从而使悬挂元件具有足够的强度来承受由悬伸产生的力，且能在良好的条件下以非常规则的分配，将发动机力组，以及特别地，力矩My和Mz传递至支柱。同样，在元件之间，支柱和发动机之间也能找到容易的组装方式。

在一般的形式下，飞行器组件包括悬挂元件、发动机以及在悬挂支柱和发动机之间延伸的悬挂元件，悬挂元件包括附接在支柱上的第一凸缘、附接在发动机上的第二凸缘，凸缘呈圆形，且刚性结构接合凸缘，凸缘和刚性结构包围发动机，其特征在于，第二凸缘围绕发动机的重心区延伸，且发动机被安装在悬伸的支柱上。

第二凸缘的圆形形状能允许发动机在其全部周边上以规则的方式与其附接，且因此能将推力非常均匀地传递至悬挂元件，并因此限制了其挠曲性。从而更易于通过其重心平面实现发动机的悬挂，悬挂元件可以具有较大的长度，而没有较大的缺点。支柱的连接部分可以由易于生产的简单形状构成，且在发动机和飞行器的轴向方向上没有悬伸。悬挂元件通过圆形第一凸缘与支柱的连接，同样也有利于将力规则地传递至支柱，并还能在此限制挠曲性。

刚性结构有利地由离散元件构成，且其在周边上呈非连续性，从而可使其更轻。所述离散元件可以是框架、型材或管道。

悬挂元件设计的自由度可拓展至凸缘，所述凸缘可根据发动机布置的应力或力传递的特征被方便地选择，且彼此无需平行。

如果第二凸缘通过仅在某些方向上传递力的连接件被附接在发动机上，且同样，如果第一凸缘也通过所述连接件被附接在支柱上，就常常易于很好地分布力且限制发动机的变形。

通过以下有利的设计，可更容易地获得所述优点。连接件根据情况，在第一凸缘或第二凸缘与支柱或发动机之间，更好地确定一种静定安装。所述安装尤其受到好评，这是因为其包括围绕第一凸缘或第二凸缘分布的三个连接件且所述连接件成形为能分别传递力两个方向的力。所述两个方向有利地是飞行器的轴向方向以及与各柔性连接件的第一凸缘或第二凸缘基本相切的方向。

在特别优选的构型中，连接件更规则地围绕第二凸缘以及第一凸缘分布，分别处于90°至120°的角度以及最多90°的角度上，各凸缘具有组件的上方母线上的连接件。

为了支撑相对于凸缘在发动机上的接合区的悬伸的支柱下方部分，在发动机和支柱之间接合附加的柔性连接件，附加的柔性连接件和悬挂元件在飞行器轴向上位于支柱的两侧。

通过由柔性连接件以及更特别地，由接合第二凸缘或发动机的柔性连接件的连接组合，可完成对来自发动机振动的过滤。

本发明另一优点在于可简化支柱的形状，且更特别地，其连接部分的形状，所述优点可通过这样一种支柱获得，该支柱包括线状部分以及将主体部分接合悬挂元件的连接部分，所述连接部分包括侧向延伸至主体部分且彼此构成一角度的两平面翼部，以及在圆的至少一个扇形区上延伸的附接凸缘，所述附接凸缘通过一平面被连结在翼部上且通过相对立的平面被附接在发动机地悬挂元件的第一凸缘上。支柱的所述形状易于生产和组装，且连接部分的平面翼部能很好地耐受力。然而，更有利的是，连接部分在飞行器的轴向方向上具有与支柱的主体部分相同的宽度，从而使全部悬伸归属于力悬挂元件，所述悬挂元件更能承受相应的力。

更好地，当距离附接凸缘越远，翼部越短，从而能更好地露出发动机，以便检查与维修。

本发明还涉及设有发动机的悬挂元件或根据上文所述的组件的飞行器。

附图说明

现将参考以下附图描述本发明，其中：

-图1和图2示出根据现有技术的第一种发动机悬挂设计；

-图3和图4示出第二种现有技术的设计；

-图5至图8示出不属于本发明的一部分的飞行器悬挂设计，但支柱可以与本发明一起使用；

-图9是支柱的另一种设计；

-图10和图11是本发明的可能的第一实施方式，

-图12是本发明的可能的第二实施方式。

具体实施方式

根据上文说明的悬挂支柱的一端是法国专利文献2900907描述的主题，其中描述主要参考图1和图2。发动机1首先包括在后部的鼓风元件2、高压元件3(“核心”)以及在发动机舱5中从前向后喷射的元件4。支柱6包括沿高压部分3和喷射部分4上方部分纵向延伸的刚性主体部分7，以及悬挂部分8。图2显示，主体部分7具有箱形加强结构且悬挂部分8包括在发动机1的上方母线上(十二点钟处)延伸从而延长主体部分7的中央翼梁9；悬挂部分8本身由半圆形的翼部10a和10b延长，所述翼部分别呈四分之一圆且还具有箱形加强结构。图1还示出发动机与支柱的连接件11a和11b，其分别在翼部10a和10b的基部延伸，12在翼梁9的前方延伸，13在主体部分7和喷射部分4的中央之间延伸，完全位于上述两者的后方，且被设置在鼓风部分2和高压部分3之间的连结平面上。

所述设计因此存在上文提到的在设计和生产方面的缺点，原因在于水平主体部分7、倾斜的翼梁9和不倾斜的翼部10a和10b之间的方向的变化，以及由于主体部分7和相应悬伸的较大水平长度使得存在推力被错误传递到支柱6上的风险。

还将注意如图3和图4所示的法国专利文献2873988的设计，其中，与前述类似的发动机1′，由鼓风部分2’、高压部分3’和喷射部分4’构成，所述发动机由支柱14支撑，该支柱包括沿飞行器的轴向定向的刚性结构15，从该结构上可拆下对称框架16(图上仅显示一个框架)，当保持向前走向时，该框架沿发动机1’降低，直到其水平中面。刚性结构14由两个平行的翼梁17构成，所述翼梁由与其相连的横向中间加强筋18加肋。止动挡板19将框架16连接在翼梁17上，且将翼梁17在加强筋18的前方相互连接。还是在此，支柱14的悬伸较大，且大量弯曲的零件使得制造困难。

参考图5、6、7和8描述新的悬挂支柱的第一实施方式。支柱总体被赋予附图标记20且将飞行器21(局部示出)与现在附图标记为22的发动机相连。支柱包括可如已知众多实施方式的呈箱式结构的线状的且基本竖直的主体部分23，以及发动机22的连接部分24a。连接部分24a包括两个对称的翼部25a和25b，两个翼部之间形成锐角或钝角，所述翼部在主体部分23两侧沿侧向方向且在其下方延伸，并盖住发动机22的中央部分。翼部25a和25b是平的面板且通过中央面板26相互联合，翼部与中央面板形成一体且中央面板与主体部分23的端表面27结合，且翼部通过位于主体部分23下方的肋部28加固，且所述肋部将翼部相互连接并将翼部连接在中央面板26上。

连接部分24a还包括呈平面或呈箱形的附接凸缘29，所述附接凸缘在圆的扇形区上延伸；所述附接凸缘通过一平面与翼部25a、25b以及中央面板26结合，且支承发动机22上的连接件30。连接件30之一处于十二点钟的位置(位于发动机22的上方的母线上)，其它位于水平中面的高度或在其表面上更高(构成180°角或更小的角，该角的顶点位于发动机22的旋转轴线上)。所述实施方式的特征在于，设计极为简单，特别表现在所有零件都是平面且由笔直的棱边界定，且非常易于组装，除了仍然无法避免使用附接凸缘29，但是可以通过一平面将其固定在翼部25a、25b和中央面板26的端部。因此可以限制连接部分24a中出现的复杂的力，尤其是所产生的围绕竖直轴线Z和横轴线Y的挠曲，这在以前的形状复杂的设计中很难避免的：发动机22的推力被传递至翼部25a、25b和中央面板26上，呈力定向在其平面中的作用力的形式，在理论上不会具有使连接部分的刚度降低很多的垂直分力。

连接件30可以被安设在发动机22的同一横平面上，有利地靠近其重心附近，且可以由柔性连接件构成。由此产生的效果将针对另一实施方式更详细地被描述。需注意，通常，该文本中描述的实施方式既不是绝对的也并非不兼容，相反，在出现与细节有关的力时，可以对所述细节进行组合或转换。

图9示出另一实施方式，其中，附接凸缘此后附图标记为31且与之前的区别在于，该凸缘在(发动机22和飞行器21的轴向上测得的)一特定长度上延伸，且其具有呈箱体的分隔结构，并带有两个平的蒙皮32a和32b，所述平的蒙皮分别被固定在翼部25a和25b以及中央面板26上，且通过连接件30被固定在发动机22上，两同心的环形蒙皮33a和33b连结上述元件，以及加固内蒙皮34，其在环形蒙皮33a和33b之间，在距离平的蒙皮32a和32b一半距离处延伸。所述实施方式可能最值得一提的元件是加固止动挡板35，该止动挡板与附接凸缘31的端部相连，其中，所述止动挡板铰接至一个端部，且在通过发动机22下方时固定于另一个端部；其作用不在于支撑发动机22，而是提高连接部分(在该实施方式中为24b)的结合力；还建议：附接凸缘31因而略超过半圈延伸，而止动挡板35则略少于半圈延伸。

然而，所述两个实施方式体现出一个共同的缺点：当支柱20的主体部分23需在轴向上远离与发动机22附接的区域，例如为了远离螺旋桨36时，不得不加长连接部分24a或24b且使支柱20的主体部分23和发动机22的连接件30之间承受较大的悬伸。由所述悬伸产生的力可以部分地被将附接凸缘29连接在主体部分23上的支撑梁37吸收(如图5所示)，或以等同的方式被在相同部位延伸的实心肋38吸收。通过消除从连接部分24a或24b的悬伸来减少悬伸效应而做的更彻底的设计方法，将通过悬挂支柱的其它实施方式，在以下更详细地被描述。

现将参考图10和图11。如上所述，连接部分24c包括翼部25a、25b和中央面板26，但在此连接部分较窄，也就是说，在飞行器的轴向方向X上不超过主体部分23。附接凸缘29在此不直接连结在发动机22上，而是连结在悬挂元件39上，该悬挂元件由第一凸缘40、第二凸缘41和居于凸缘40和41中间的刚性结构42构成。第一凸缘40通过螺栓连接或通过刚性或柔性的离散连接件(43)被连接在附接凸缘29上；而第二凸缘41通过螺栓连接或刚性或柔性的离散连接件(45)被连接在发动机22的凸缘44上。第二凸缘41和连接件45围绕发动机22的重心C的区域(在所述附图上以被截去一段的方式示出)。刚性结构42可以包括面板，或可能更好地，包括在周边上的非连续元件，比如已经示出的框架、横梁或管件。需注意，凸缘40和41没有强制规定的方向且不一定相互平行：合理的是，将连接件45支承在发动机22上的第二凸缘41可位于垂直于发动机22的轴线的平面上，而第一凸缘40可为倾斜，平行于附接凸缘29，从而延长支柱20的主体部分23的后表面，所述主体部分23可以倾斜，但并非必需。

居于连接部分24c和发动机22中间的悬挂元件39具有比连接元件更大的强度且因此能更好地耐受由悬伸产生的力。另一个优点在于，其构成能完全包围发动机22的圆形结构且因此能耐受所谓圆盘***，即发动机22转子的故障，其中，延伸在角向扇形区的一部分脱落且在离心力的作用下被抛射于发动机之外，并使其外壳爆裂并破坏其周围结构。可在不同位置产生的所述圆盘***可以损害甚至折断支柱；但在此，可排除所述可能性，这是因为悬挂元件39延伸在发动机22完整的周圈上，且即便***穿过它，其应能大部分保持完整；此外，支柱20和悬挂元件29在发动机的轴向和角向方向上具有足够的延长部，从而不会被朝向其的圆盘***完全去除。

合理选择的连接件能使安装静定，从而能控制力的分布且因此避免在其所连接的元件中产生不利的应力，也就是在连接部分24中以及同样在发动机22中产生挠曲力，因为挠曲将导致转子和定子之间产生不规则间隙，使性能降低，甚至过早磨损。一种有利的安装方式是，包括在第二凸缘41和发动机凸缘44之间规则地分布于周边上的三个连接件45，其中之一位于上方母线上，且所述各连接件被设计得能传递在轴向方向X上的力，而传递发动机切向方向T上另一力。所述分布可以完全规则，连接件45可处于120°的角度或较不规则的角度，侧向连接件45与上方连接件45形成的角度A可以是从90°至120°。此外，悬挂元件39的第一凸缘40和附接凸缘29之间的连接件43被设计成可以传递方向X和方向T’上的力，所述方向T’基本相切于凸缘且确切地定向为翼部25a或25b或中央面板26的主方向，连接件43分别在其前方延伸。将注意到，后方的柔性连接件46，在支柱20的前方，也就是在附接凸缘29相对于其他柔性连接件43和45的另一侧，将中央面板26的下表面和发动机22直接相连。

在一特别的实施方式中，连接件43以及更特别的连接件45可以是柔性。所述实施方式能够过滤发动机对飞行器其余部分的震动。

因此可以阐明所述设计的效果。如果由通过重心的平面来附接发动机22，便能够去除传递至飞机的其余部分上的固有震动形式，且更容易对其进行处理，可通过使用已知的措施，尤其是正确选择柔性连接件45及其位置来减少震动。由静定安装产生的所述去除，以及由柔性连接件的柔性，因而能过滤震动，且选择仅传递在轴向X和切向T上的力的连接件，能避免将挠曲力传递至悬挂元件39上。相邻于附接凸缘39的柔性连接件43具有相似的特征和效果，即能避免弯曲翼部25a、25b和中央面板26且能过滤震动。如果连接件43和45在方向X上很好地成对对齐，也就是连接件43和45数量同样多且具有相同的相邻角度间隔，那么力发动机22向支柱20传递的力便是渐增的，不会在连接部分24c和悬挂元件39上产生非常不规则的力。源于悬伸的力主要由非常刚硬的悬挂元件39承受，随后由刚度较小的翼部25a和25b承受，既借助其平整度，以及不存在垂直于其平面的力，也借助于由主体部分23在其全部宽度上(在轴向方向X上)对其的支撑来承受所述力。附加的柔性连接件46能承受来自悬伸力Y和Z的部分。其同样也可以用来过滤特定的震动模式，而不会在发动机22中引入有害的挠曲。

尽管离散的连接件存在所有优点，也可以不使用所述连接件，而是通过螺栓来固定凸缘39、40、41和44，从而使所述组件减轻重量。

翼部25a和25b的另一优点在于，其可以很方便地带有斜边47，从而使其向前变得越来越短，即较少地盖住发动机22，且因此比通常的四分之一圆的结构更容易接近，而所述四分之一圆的边缘的结构则更难以建造。

下面参考图12来阐述连接部分24d的另一实施方式。翼部25a、25b被同样呈平面且具有几乎相同延长度的翼部48a和48b所取代，但所述翼部在此并不由面板或板片构成，而是由三个彼此呈三角形铰接的连杆构成，其中，第一连杆49a抵靠主体部分23的端表面延伸，第二连杆49b沿附接凸缘29延伸，而第三连杆49c在上述两者之间，位于另一实施方式的斜边47的位置。可以不存在中央面板26。本发明可以被应用于不同类型的发动机，尤其是鼓风发动机(浆扇发动机)和双流涡轮喷气发动机(涡轮风扇喷气发动机)。支柱可以被悬挂至飞行器21的机身或机翼。

Claims (9)

1.一种飞行器组件，包括悬挂支柱(20)、发动机(22)以及在悬挂支柱(20)和发动机(22)之间延伸的悬挂元件(39)，所述悬挂元件包括附接在支柱(20)上的第一凸缘(40)、附接在发动机(22)上的第二凸缘(41)，所述凸缘(40、41)呈圆形，且刚性结构(42)与所述凸缘相连，所述凸缘(40、41)和刚性结构(42)包围发动机(22)，其特征在于，所述第二凸缘(41)围绕发动机(22)的重心区延伸，且发动机被安装在悬伸的支柱上。

2.根据权利要求1所述的飞行器组件，其特征在于，所述刚性结构由离散的元件构成，且在凸缘的周边上不连续。

3.根据权利要求1或2所述的飞行器组件，其特征在于，所述第二凸缘或第一凸缘通过离散的连接件(45、43)被附接在发动机或悬挂支柱上，从而在第一凸缘(40)或第二凸缘(41)与支柱(20)或发动机(22)之间，确定一种静定安装。

4.根据权利要求3所述的飞行器组件，其特征在于，所述连接件的数量为三个，且围绕第一凸缘或第二凸缘分布，且成形为分别传递沿两个方向(X，T；X，T’)的力，所述两个方向是飞行器(21)的轴向方向(X)以及与各柔性连接件的第一凸缘或第二凸缘基本相切的方向(T，T’)。

5.根据权利要求3所述的飞行器组件，其特征在于，所述各凸缘具有在上方母线上的连接件之一且所述连接件围绕第二凸缘分布，彼此之间形成90°至120°的角度，而围绕第一凸缘分布，形成最多90°的角度。

6.根据权利要求1至5中任一项所述的飞行器组件，其特征在于，其包括在发动机(22)和支柱(20)之间的附加的柔性连接件(46)，所述附加的柔性连接件和悬挂元件在飞行器的轴向方向上位于支柱的两侧。

7.根据权利要求3所述的飞行器组件，其特征在于，至少某些连接件(43、45)是柔性的。

8.根据权利要求1至7中任一项所述的飞行器组件，其特征在于，所述支柱(20)包括线状的主体部分(23)以及将主体部分(23)接合至悬挂元件(39)的连接部分(24a至24d)，连接部分(24a至24d)包括侧向地延伸至主体部分上且彼此构成角度的两个平面翼部(25a、25b；48a、48b)，以及在圆的至少一扇形区上延伸的附接凸缘(29)，所述附接凸缘通过一平面被接合在翼部(25a、25b；48a、48b)上且通过相对的平面被附接在发动机的悬挂元件(39)的第一凸缘(40)上。

9.一种飞行器，其特征在于，其设置有根据权利要求1至8中任一项所述的飞行器组件。

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