CN111572785A - 包括安装吊挂架、机翼和两个固定***的飞行器组件 - Google Patents

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CN111572785A CN202010099193.6A CN202010099193A CN111572785A CN 111572785 A CN111572785 A CN 111572785A CN 202010099193 A CN202010099193 A CN 202010099193A CN 111572785 A CN111572785 A CN 111572785A
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Abstract

本发明涉及一种组件(100)，所述组件包括具有下翼梁的机翼，具有上桁梁的(120)以及两个侧向面板(124)的安装吊挂架(110)，前固定***(202)和后固定***(204)，这些固定***各自包括穿设有主要孔(230，210)的梁(226，206)，以及针对每个梁的、穿过上桁梁(120)的上孔(236，216)，以及定位在上孔(236，216)和主要孔(230，210)中的剪力销(234，214)。组件(100)还针对每个固定***(202，204)包括螺栓(238，218)，该螺栓的螺母(238a，218a)容纳在梁(226，206)的次要孔(232，212)中，并且该螺栓的螺钉(238b，218b)穿过上桁梁(120)和梁(226，206)，以便被拧入螺母(238a，218a)中。这种类型的组件可以使得安装吊挂架尽可能地靠近机翼。

Description

包括安装吊挂架、机翼和两个固定***的飞行器组件
技术领域
本发明涉及一种飞行器组件，其中，所述组件包括安装吊挂架、机翼和将安装吊挂架固定至机翼的两个固定***，并且还涉及一种包括至少一个这种组件的飞行器。
背景技术
在现有飞行器上，发动机(例如涡轮喷气发动机)通过复杂的安装装置悬挂在机翼下方，这些安装装置也被称为“EMS”(“发动机安装结构”)、或替代性地称为安装吊挂架。通常，所采用的安装吊挂架具有主结构(也被称为刚性结构)，该主结构通常生产成盒的形式，即由通过位于盒内并位于其端部处的多个横向加强肋连接在一起的下桁梁和上桁梁的组件产生。桁梁被布置为上面和下面，而侧向面板作为侧向面封闭该盒。此外，安装吊挂架布置在发动机的上部分中、在发动机与机翼箱盒之间。这个时钟位置称为“12点钟”。
以已知的方式，这些吊挂架的主结构被设计成允许将由发动机产生的静态力和动态力(例如重力和推力，或替代性地各种不同的动态力、特别是在动态着陆事件中的动态力等)传递到机翼。
在已知的现有技术的安装吊挂架中，常规地，这些安装吊挂架的主结构与机翼箱盒之间的力由一组附接件传递，这组附接件包括前部附接件、后部附接件、以及中间附接件，该中间附接件尤其被设计成承受由发动机产生的推力。常规地，这些附接件竖直地***机翼箱盒与安装吊挂架的主结构之间。
在最近的发动机上，直径越来越大。
因此，由于例如为了保持从安全角度可接受而确定的离地间隙，机翼元件与发动机之间剩余的空间越来越受到限制。因此，将安装吊挂架以及还有不同的机翼附接件装配在通常为此装配件所留出的这个剩余的竖直空间中变得越来越困难。当所传送的力同样是高强度的，并且需要恰当地确定机翼箱盒和主结构的尺寸时，这种困难越发的大。实际上，这些主结构的尺寸必须足以提供能够经受从发动机朝向机翼元件传送力的机械强度，而在载荷应力作用下只发生低变形，目的是不会降低推进***的空气动力学性能水平。
在现有技术中，已经提出了多种解决方案来使发动机尽可能靠近悬挂发动机的机翼元件，目的是保持所需要的离地间隙。
然而，这些解决方案需要不断改进，以与为满足旁通比要求而采用的越来越大的风扇直径相适配。
发明内容
本发明的目的是提出一种飞行器组件，该飞行器组件包括安装吊挂架，机翼和将安装吊挂架固定至机翼的两个固定***，其中两个固定***是紧凑的。
为此目的，提出了一种用于飞行器的组件，所述组件包括：
-包括下翼梁的机翼，
-安装吊挂架，所述安装吊挂架布置在所述机翼下方，并且包括主盒形式的主结构，所述主盒具有上桁梁和在中间平面XZ的两侧对称布置的两个侧向面板，
-前固定***，所述前固定***包括：
-固定至所述下翼梁的前梁，其中，所述前梁穿设有竖直地定向的主要前孔，其中，所述前梁穿设有平行于纵向方向X定向并且在所述中间平面XZ的两侧对称布置的两个次要前孔，其中，从每个次要前孔延伸有至少一个竖直地定向的前贯通通道，
-上前孔，所述上前孔穿过所述上桁梁并且竖直地定向，并且与所述主要前孔同轴，
-前剪力销，所述前剪力销定位在所述上前孔和所述主要前孔中，
-对于每个前贯通通道，次要前孔穿过所述上桁梁并且竖直地定向，并且与所述前贯通通道同轴，
-两个托架，所述两个托架对称地布置在所述中间平面XZ的两侧，其中，每个托架包括基部和与所述基部成为一体的支片，其中，所述基部具有应用在所述上桁梁下方的上面，其中，对于每个前贯通通道，所述基部穿设有穿过所述基部并且竖直地定向的孔，并且其中，每个孔在所述上面处开放，并且与所述前贯通通道同轴，其中，所述支片固定抵靠侧向面板，并且固定在所述侧向面板的外侧，并且
-对于每个前贯通通道，包括前螺栓，所述前螺栓具有容纳在所述次要前孔中的螺母、以及螺钉，所述螺钉相继地穿过所述孔、所述次要孔和所述前贯通通道，以便被拧入所述螺母中，以及
-后固定***，所述后固定***包括：
-固定至所述下翼梁的后梁，其中，所述后梁穿设有竖直地定向的主要后孔，其中，所述后梁穿设有平行于所述纵向方向X定向并且在所述中间平面XZ的两侧对称布置的两个次要后孔，其中，从每个次要后孔延伸有至少一个竖直地定向的后贯通通道，
-上后孔，所述上后孔穿过所述上桁梁并且竖直地定向，并且与所述主要后孔同轴，
-后剪力销，所述后剪力销定位在所述上后孔和所述主要后孔中，
-对于每个后贯通通道，次要后孔穿过所述上桁梁并且竖直地定向，并且与所述后贯通通道同轴，
-对于每个后贯通通道，包括后螺栓，所述后螺栓具有容纳在所述次要后孔中的螺母、以及螺钉，所述螺钉相继地穿过所述次要后孔和所述后贯通通道，以便被拧入所述螺母中。
这种组件使得可以使安装吊挂架尽可能地靠近机翼。
有利地，每个次要孔具有圆形截面，并且每个螺母具有D形轮廓。
有利地，所述主结构包括后封闭肋，每个次要后孔穿过所述后封闭肋，并且，所述上后孔穿过所述后封闭肋。
本发明还提出一种飞行器，所述飞行器包括至少一个上文描述的组件。
附图说明
在阅读以下对示例性实施例的描述之后，本发明的上述特征以及其他特征将变得更加清楚，所述描述参照附图给出，其中：
[图1]示出了包括根据本发明的组件的飞行器的侧视图，
[图2]示出了根据本发明的组件的分解透视图，
[图3]示出了根据本发明的组件在组装阶段中的透视图，
[图4]示出了根据本发明的组件在图2的平面IV上的截面，并且
[图5]示出了根据本发明的组件在图2的平面V上的截面。
具体实施方式
图1示出了包括机身12的飞行器10，两个机翼102(图1仅有一个机翼可见)固定在该机身上，每个机翼102形成根据本发明的组件100的一体部分。
组件100支撑发动机150，尤其是旁通双轴式发动机、例如涡轮风扇发动机。组件100不仅包括机翼102，还包括布置在机翼102下方的安装吊挂架110，发动机150悬挂在该安装吊挂架下方，并且该安装吊挂架***在机翼102与发动机150之间。
在以下所有描述中，并且按照惯例，方向X与组件100的纵向方向相对应，该纵向方向同样类似于发动机150的纵向方向，这个纵向方向X与发动机150的纵向轴线平行。此外，方向Y与相对于组件100横向定向的方向相对应，该横向定向的方向同样类似于发动机150的横向方向。最后，方向Z与竖直方向或高度相对应，这三个方向X、Y、和Z相对于彼此正交。
术语“前”和“后”是相对于飞行器10的向前移动的方向而考虑的，飞行器的向前移动是由于发动机150施加的推力产生的，这个方向总体上在纵向方向X上定向。
图2示出了在没有其下方悬挂有发动机150的机翼102的情况下的组件100。
图3示出了在组装过程中的组件100。
图4和图5示出了在图2的平面IV和V上穿过组件100的截面。
机翼102包括机翼箱盒，该机翼箱盒在机翼的翼展方向上延伸，并且该机翼箱盒形成机翼102的结构，形成空气动力表面的机翼102的蒙皮固定在该结构周围。
常规地，机翼箱盒由翼梁形成，尤其是由图4和图5所示的下翼梁402和502形成。机翼箱盒还包括固定在翼梁之间并且容纳在机翼箱盒内部的加强肋。
组件100还包括安装吊挂架110，该安装吊挂架包括盒形式的主结构112(被称为主盒)。
主结构112(或刚性结构)允许向机翼箱盒传递由发动机150产生的静态力和动态力。形成主结构112的主盒在纵向方向X上延伸。主盒具有常规设计，这是因为该主盒特别是在顶部由上桁梁120界定，并且侧向由侧向面板124界定，这些侧向面板对称地布置在与上桁梁120垂直的中间平面XZ的两侧。
上桁梁120至少部分位于机翼箱盒下方。
此外，形成主结构112的主盒配备有横向加强肋，这些横向加强肋优选地基本上布置在平面YZ中并且分布在纵向方向X上。特别地，具有关闭主盒的后部的横向加强肋、被称为后封闭肋126。
发动机150以常规的方式固定至主盒，这将不会在本发明的背景下进行详细描述。该固定通过本领域技术人员已知的常规的发动机附接件实现。
组件100还包括两个固定***202和204、即前固定***202和后固定***204，这些固定***将安装吊挂架110固定至机翼箱盒，并且更具体地固定至机翼102的下翼梁402和502。
后固定***204包括后梁206，该后梁通过螺纹紧固件元件类型的固定元件固定至下翼梁502，并且为此目的，后梁206被后固定孔208穿过，这些后固定孔允许固定元件的柄部通过并且竖直地定向。
后梁206穿孔有也竖直地定向的主要后孔210。
后梁206还包括两个次要后孔212，这些次要后孔总体上平行于纵向方向X定向，并且对称地布置在中间平面XZ的两侧。从每个次要后孔212延伸有至少一个后贯通通道504，该后贯通通道竖直地定向并且在上桁梁120处开放。此处，每个后贯通通道504是圆柱形的。
后固定***204还包括上后孔216，该上后孔穿过安装吊挂架110的上桁梁120并且竖直地定向。
上后孔216与主要后孔210同轴。
在此处所呈现的本发明的实施例中，上后孔216还穿过后封闭肋126。
后固定***204还包括后剪力销214，该剪力销定位在上后孔216和主要后孔210中。因此，发动机推力以及Z轴力矩由后剪力销214承受。
对于每个后贯通通道504，后固定***204还包括次要后孔220，该次要后孔穿过安装吊挂架110的上桁梁120并且竖直地定向。每个次要后孔220与后贯通通道504同轴。在此处所呈现的本发明的实施例中，每个次要后孔220也穿过后封闭肋126。
对于每个后贯通通道504，后固定***204还包括后螺栓218，该后螺栓带有容纳在次要后孔212中的螺母218a、以及螺钉218b，该螺钉相继穿过次要后孔220和后贯通通道504，以便被拧入螺母218a中，从而将其中存在的上桁梁120、后梁206和后封闭肋126夹住。
在此处所呈现的本发明的实施例中，每个次要后孔212具有圆形截面，并且每个螺母218a具有D形轮廓。
在另一个实施例中，每个次要后孔212可以具有矩形截面，并且于是，每个螺母218a具有常规的六边形或正方形轮廓。
前固定***202包括前梁226，该前梁通过螺纹紧固件元件类型的固定元件固定至下翼梁402，并且为此目的，前梁226被前固定孔228穿过，这些前固定孔允许竖直定向的固定元件的柄部通过。
前梁226穿设有也竖直地定向的主要前孔230。
前梁226还包括两个次要前孔232，这些次要前孔总体上平行于纵向方向X定向，并且对称地布置在中间平面XZ的两侧。从每个次要前孔232延伸有至少一个前贯通通道404(在此数量为两个)，其中每个前贯通通道404竖直地定向并且在上桁梁120处打开。此处，每个前贯通通道404是圆柱形的。
前固定***202还包括上前孔236，该上前孔穿过安装吊挂架110的上桁梁120并且竖直地定向。
上前孔236与主要前孔230同轴。
前固定***202还包括前剪力销234，该剪力销定位在上前孔236和主要前孔230中。因此，发动机推力以及Z轴力矩由前剪力销234承受。
对于每个前贯通通道404，前固定***202还包括次要前孔240，该次要前孔穿过安装吊挂架110的上桁梁120并且竖直地定向。每个次要前孔240与前贯通通道404同轴。
前固定***202还包括对称地布置在中间平面XZ的两侧的两个托架250。每个托架250包括基部252和与基部252成为一体的支片254。
基部252具有应用在上桁梁120下方的上面256，并且对于每个前贯通通道404，基部252穿设有穿过基部并且竖直地定向的孔258。每个孔258在上面256处开放，并且与前贯通通道404同轴。
支片254支承抵靠侧向面板124，并且支承在该侧向面板的外侧。支片254通过螺纹紧固件元件类型的固定元件固定至所述侧向面板124，并且为此目的，支片254和侧向面板124被穿孔，这些孔允许固定元件的柄部通过并且垂直于侧向面板124横向地定向。此处，固定元件被实施成图4中的螺母410并且这些固定元件将叶片254和侧向面板124夹住。
对于每个前贯通通道404，后固定***204还包括前螺栓238，该前螺栓具有容纳在次要前孔232中的螺母238a、以及螺钉238b，该螺钉相继地穿过孔258、次要孔240和前贯通通道404，以便被拧入螺母238a中，从而将基部252、上桁梁120和前梁226夹住。
在此处所呈现的本发明的实施例中，每个次要前孔232具有圆形截面，并且每个螺母238a具有D形轮廓。
在另一个实施例中，每个次要前孔232可以具有矩形截面，并且于是，每个螺母238a具有常规的六边形或正方形轮廓。
这样的具有相对于中间平面XZ对称布置的前螺栓238和后螺栓218的装配件进一步允许对飞行器10的左舷和右舷使用相同的安装吊挂架110。
图3示出了组装步骤，该组装步骤包括：通过朝下定向的剪力销234和214将两个固定***202和204固定至机翼箱盒，借助于固定元件410将托架250抵靠侧向面板124固定，然后抬升安装挂架110，以便装配前螺栓238和后螺栓218。
因此，可以从外部触及前螺栓238和后螺栓218，因此便于在地面上进行检查和维护。

Claims (4)

1.一种用于飞行器(10)的组件(100)，所述组件(100)包括：
-包括下翼梁(402，502)的机翼(102)，
-安装吊挂架(110)，所述安装吊挂架布置在所述机翼(102)下方，并且包括主盒形式的主结构(112)，所述主盒具有上桁梁(120)和在中间平面XZ的两侧对称布置的两个侧向面板(124)，
-前固定***(202)，所述前固定***包括：
-固定至所述下翼梁(402)的前梁(226)，其中，所述前梁(226)穿设有竖直地定向的主要前孔(230)，其中，所述前梁(226)穿设有平行于纵向方向X定向并且在所述中间平面XZ的两侧对称布置的两个次要前孔(232)，其中，从每个次要前孔(232)延伸有至少一个竖直地定向的前贯通通道(404)，
-上前孔(236)，所述上前孔穿过所述上桁梁(120)并且竖直地定向，并且与所述主要前孔(230)同轴，
-前剪力销(234)，所述前剪力销定位在所述上前孔(236)和所述主要前孔(230)中，
-对于每个前贯通通道(404)，次要前孔(240)穿过所述上桁梁(120)并且竖直地定向，并且与所述前贯通通道(404)同轴，
-两个托架(250)，所述两个托架对称地布置在所述中间平面XZ的两侧，其中，每个托架(250)包括基部(252)和与所述基部(252)成为一体的支片(254)，其中，所述基部(252)具有应用在所述上桁梁(120)下方的上面(256)，其中，对于每个前贯通通道(404)，所述基部(252)穿设有穿过所述基部并且竖直地定向的孔(258)，并且其中，每个孔(258)在所述上面(256)处开放，并且与所述前贯通通道(404)同轴，其中，所述支片(254)固定抵靠侧向面板(124)，并且固定在所述侧向面板的外侧，并且
-对于每个前贯通通道(404)，包括前螺栓(238)，所述前螺栓具有容纳在所述次要前孔(232)中的螺母(238a)、以及螺钉(238b)，所述螺钉相继地穿过所述孔(258)、所述次要孔(240)和所述前贯通通道(404)，以便被拧入所述螺母(238a)中，以及
-后固定***(204)，所述后固定***包括：
-固定至所述下翼梁(502)的后梁(206)，其中，所述后梁(206)穿设有竖直地定向的主要后孔(210)，其中，所述后梁(206)穿设有平行于所述纵向方向X定向并且在所述中间平面XZ的两侧对称布置的两个次要后孔(212)，其中，从每个次要后孔(212)延伸有至少一个竖直地定向的后贯通通道(504)，
-上后孔(216)，所述上后孔穿过所述上桁梁(120)并且竖直地定向，并且与所述主要后孔(210)同轴，
-后剪力销(214)，所述后剪力销定位在所述上后孔(216)和所述主要后孔(210)中，
-对于每个后贯通通道(504)，次要后孔(220)穿过所述上桁梁(120)并且竖直地定向，并且与所述后贯通通道(504)同轴，
-对于每个后贯通通道(504)，包括后螺栓(218)，所述后螺栓具有容纳在所述次要后孔(212)中的螺母(218a)、以及螺钉(218b)，所述螺钉相继地穿过所述次要后孔(220)和所述后贯通通道(504)，以便被拧入所述螺母(218a)中。
2.根据权利要求1所述的组件(100)，其特征在于，每个次要孔(212，232)具有圆形截面，并且每个螺母(218a，238a)具有D形轮廓。
3.根据权利要求1和2中任一项所述的组件(100)，其特征在于，所述主结构(112)包括后封闭肋(126)，其特征在于，每个次要后孔(220)穿过所述后封闭肋(126)，并且其特征在于，所述上后孔(216)穿过所述后封闭肋(126)。
4.一种飞行器(10)，所述飞行器包括根据前述权利要求之一所述的至少一个组件(100)。
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