CN101163624A - 用于航空器的发动机附件挂架 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于航空器的发动机附件挂架，该挂架包括后发动机附件(8)，该后发动机附件配备有后附件主体(54)和能够吸收沿所述挂架的横向(Y)施加的作用力的第一剪切销(66)，该第一销(66)穿过挂架的刚性结构的下部梁(20)并具有容纳于后附件主体中的下端部(70)。根据本发明，所述下端部(70)具有孔(76)，第一销钉(74)穿过所述孔，也穿过所述后附件主体(54)。

Description

用于航空器的发动机附件挂架

技术领域

本发明通常涉及用于航空器(诸如涡轮喷气机)的发动机附件挂架。这种类型的附件挂架也被称作EMS(发动机机架结构)，该附件挂架可用于通过多个发动机附件将涡轮喷气发动机悬挂在航空器机翼的下面，或者将该涡轮喷气发动机安装在该相同机翼上方。

背景技术

这样的附件挂架(

)被设计成用于构成在发动机(诸如涡轮喷气发动机)与航空器机翼之间的连接界面。该附件挂架使该航空器的涡轮喷气发动机所产生的作用力传递到该航空器的结构，并且还允许燃料、电力系统、水力系统和空气在发动机与航空器之间的通过。

为了确保作用力的传递，挂架通常包括“沉箱(caisson)”类型的刚性结构，即，通过借助于横向肋相互连接的上部梁、下部梁与两个侧板的组装而形成的刚性结构。

另一方面，挂架配备有插在涡轮喷气发动机与挂架的刚性结构之间的装配系统，该系统通常包括至少两个发动机附件，一般为至少一个前附件和至少一个后附件。

而且，该装配系统包括用于吸收涡轮喷气发动机产生的推力的装置。在现有技术中，该装置例如是两个横向连杆形式的，一方面，连接于涡轮喷气发动机风机壳体的后部，另一方面，连接于固定于涡轮喷气发动机的壳体的后附件。

同样地，附件挂架还包括插入在该挂架的刚性结构与航空器机翼之间的第二装配系统，该第二装配系统通常包括两个或三个附件。

最后，挂架配备有用于将系统隔离和固定在适当位置中同时支撑空气动力学整流装置(carenage，流线型外壳)的二级结构。

如上所述的，现有技术中的传统附件挂架配备有通过后附件主体通常固定于沉箱的下部杆的后附件。通常，该后附件被设计为通过竖直定向并穿过下部梁的剪切销来吸收沿挂架的横向方向施加的作用力，该销的下部末端被容纳在后附件主体内。该后附件通常也设计成形成两个半附件，每个半附件能够吸收沿挂架的竖直方向施加的作用力。

关于发动机附件的安全性要求使得必须提供“故障安全”功能，以便于在给定发动机附件中突然发生故障的情况下提供第二作用力路径。注意，这些第二作用力路径被形成为仅在发动机附件突然发生故障的情况下才起作用，以使发动机附件系统保持均衡(isostatique，静态确定的)。

现有技术中提出的用于执行与吸收竖直作用力有关的“故障安全”功能的各种解决方案全都明显地使得该发动机附件的设计复杂，更具体地说，使得后附件主体的设计复杂。这造成后附件总质量上的局限，以及该后附件组装的时间和难易度上的局限。

发明内容

因此，本发明的目的是提供一种至少部分地克服了以上所述的与根据现有技术的实施例相关的缺点的航空器发动机附件挂架，并且还提出了一种具有至少一个这样的挂架的航空器。

为了实现这个目的，本发明的目的是一种航空器发动机附件挂架，该挂架为通过上部梁、下部梁、两个侧板以及连接所述梁与所述板的横向肋的组装而形成的“沉箱”类型的挂架，所述挂架还包括配备有后附件主体的后发动机附件和能够吸收沿所述挂架的横向方向施加的作用力的第一剪切销(pion)，该第一剪切销穿过该下部梁并具有容纳于该后附件主体中的下端部。根据本发明，该下端部具有孔，第一销钉(goupille)穿过所述孔，所述第一销钉也穿过后附件主体。

因此，根据本发明的该布置不仅提供了使得后附件吸收沿挂架的横向施加的作用力的可能性，而且，如果在该后附件的用于吸收竖直作用力的部分(例如，侧部托架(ferrure latérale))处发生故障/或断裂的情况下，由于孔与穿过后附件主体的销之间的合作，该布置也使得能够吸收沿挂架的竖直方向施加的作用力。因此，该独创性的解决方法提供了用于传递沿竖直方向的作用力的所谓的“故障安全”功能，而不会显著增加后附件主体的设计复杂性。具体地，该后一元件仍可以由单一件制成，优选由钛制成，这有利地减少了重量和成本。

其次，为了获得均衡的发动机附件系统，可在销钉与剪切销的孔之间提供一间隙，从而仅在两个侧部托架中之一存在故障/或断裂时沿竖直方向的作用力穿过该销。

优选地，所述后发动机附件还包括第二剪切销，所述第二剪切销仅在所述第一剪切销发生故障的情况下能够吸收沿所述挂架的横向施加的作用力，该第二剪切销穿过所述下部梁并具有容纳于所述后附件主体中的下端部，该下端部具有孔，第二销钉穿过所述孔，也穿过所述后附件主体。因此，应理解的是，该第二剪切销执行故障安全功能，用于传递沿横向施加的作用力，这意味着该销优选以具有间隙的方式安装在后附件主体中的壳体中。而且，该第二销钉与孔合作，提供用于传递沿竖直方向施加的作用力的第二故障安全功能，这有利地导致了用于后附件的两个半附件中每个的独特安全系统的存在，而该后附件实际上是两个半附件的设计，其中每个半附件都能吸收竖向作用力。应该注意的是，“两个半附件”的概念应理解成以下含义，即，该附件可以以单一件制成，但其具有两个相同的优选的作用力路径，一个位于挂架的左侧上，另一个位于挂架的右侧上。

为了实现该目的，优选地，靠近两个侧部托架分别布置两个剪切销。

为了进一步改进分别与这两个后部半附件中每个相关的两个所谓的故障安全功能，后发动机附件还包括第一辅助销，该第一辅助销穿过下部梁并具有容纳于所述后附件主体中的下端部，该下端部具有孔，该第一销钉穿过该孔；以及后发动机附件还包括第二辅助销，该第二辅助销穿过下部梁并具有容纳于该后附件主体中的下端部，该下端部具有孔，第二销钉穿过该孔。因此，在这种情况中，辅助销不具有吸收横向作用力的功能。

优选地，所述第一和第二销钉沿所述挂架的纵向定向。而且，所述第一和第二剪切销以及所述第一和第二辅助销每个均具有穿过所述挂架上的相同横向肋的上端部。

另外，优选地，所述后附件具有两个侧部托架，每个侧部托架均包括纵向部分和横向部分，该纵向部分同与之相关的侧板的内表面相接触且安装固定在所述相同内表面上，该横向部分包括后附件主体的固定界面，该横向部分被布置成穿过形成在所述相关侧板上的凹槽(或缺口)。

因此，该特征有助于容易地安装配备有附件挂架的后发动机附件，已知后附件主体的固定界面位于沉箱的外部上。在该解决方案中，其中侧部托架的纵向部分优选封闭了其相关凹槽，应理解的是，横向部分从侧板中向外部突出，穿过为此目的而设的凹槽。因此，该具体构造使得位于靠近于沉箱位置处的例如打算在该固定界面处安装螺栓的操作者可容易且直接地接近固定界面固定界面。应该注意的是，上述两个侧部托架分别参与限定两个后部半附件，每个所述后部半附件都能吸收沿挂架的竖直方向施加的作用力。

优选地，所述下部梁具有由两个缩进部(或凹处)构成的狭窄部(变窄部)，后发动机附件的所述两个侧部托架被分别容纳于所述两个缩进部中。因此，换句话说，所述下部梁在后发动机附件处沿横向弯曲，以便抵偿该后附件的侧部托架的纵向部分的厚度。与这两个侧部托架的存在相组合的缩进部使得沉箱的两个侧表面具有基本上是连续的笔直的形状，这也允许这些托架处的发动机舱(nacelle)的流体力学形状的最佳化。

此外，应注意的是，该特征导致附件挂架总重上的减少，这是由于狭窄部减小了下部梁下面的后附件主体的宽度，以及后发动机附件处的沉箱的宽度。

本发明的另一目的是具有至少一个如上所述的附件挂架的航空器。

在阅读了以下给出的详细的非限制性描述中，本发明的其他优点和特征将变得更加清楚。

附图说明

下面将参照附图进行描述，其中：

图1示出了包括根据本发明一个优选实施例的附件挂架的航空器发动机组件的局部示意侧视图；

图1a是示出了通过图1所示组件的每个发动机附件对作用力的吸收的示意图；

图2示出了图1所示挂架的后发动机附件的部分的透视图；

图3示出了图2中所示部分的仰视图；

图4示出了与图2所示相似的视图，后发动机附件的缺失元件已被加入；以及

图5示出了沿图3中的线V-V截取的剖视图。

具体实施方式

参照图1，该图示出了设计为固定在该航空器(未示出)的机翼3下面的航空器发动机组件1，根据本发明一个优选实施例该组件1设有附件挂架4。

通常，发动机组件1包括发动机(诸如涡轮喷气发动机)2和附件挂架4，该附件挂架4尤其设有多个发动机附件6、8和9、以及这些附件固定于其上的刚性结构10。作为指导，应注意的是，组件1被设计成由发动机舱(未示出)环绕，并且附件挂架4包括另一系列附件(未示出)以确保该组件1悬挂在航空器机翼下面。

在下面的整个描述中，按照惯例，X是指挂架4的纵向方向，也认为该方向与涡轮喷气发动机2的纵向方向相同，该方向X平行于该涡轮喷气发动机2的纵向轴5。此外，相对挂架4的横向方向称作Y，并可认为该方向与涡轮喷气发动机2的横向相同，以及Z是垂直方向或高度方向，这三个方向X、Y和Z彼此正交。

而且，应认为词“前”和“后”是相对于由涡轮喷气发动机2所施加的推力而发生的航空器的前进方向而言的，这个方向由箭头7示意性示出。

在图1中，可以看到仅示出了发动机附件6、8、9和附件挂架4的刚性结构10。该挂架4的其他组成部件(未示出)，诸如航空器机翼下面的刚性结构的连接装置，或者是用于系统的隔离和维持同时支撑空气动力学流线型外壳的二级结构，这些部件是与现有技术中的那些部件相同或相似的传统部件，并且对于本领域中普通技术人员来说是公知的。因此，将不提供详细描述。

刚性结构10呈现为由上部梁18和下部梁20以及两个侧板22(在图1中仅可看见一个)构成的传统沉箱形式，其中上部梁18和下部梁20都沿X方向且基本上在XY平面中或略微倾斜于XY平面延伸，两个侧板22都沿X方向且基本上在XY平面中延伸。沿YZ平面布置且在纵向间隔开的位于该沉箱内部的横向肋24加固了刚性结构10的刚性。值得注意的是，每个元件18、20、22均可以单一件制成，或者通过相邻部分的组装而制成，所述相邻部分可相对于彼此略微倾斜。

其次，涡轮喷气发动机2在前部装有限定出环形风机管道14的较大体积的风机壳体12，在靠近于后部处装有封闭该涡轮喷气发动机机芯的较小体积的中央壳体16。最后，中央壳体16沿向后方向被喷射壳体17加长，该喷射壳体17大于壳体16。显然，壳体12、16以及17彼此刚性地固定在一起。

如图1中可看到的，多数发动机附件包括前发动机附件6、实际上形成两个后部半附件的后发动机附件8、以及形成用于吸收涡轮喷气发动机2所产生的推力的装置的附件9。如图1中示意性地示出的，该装置9例如可为两个横向连杆(由于图1为侧视图，因此仅可看到一个)形式的，该横向连杆一方面连接于风机壳体12的后部，另一方面连接于安装在后附件8上的平衡杆(palonnier，分布梁)。还应注意，可替换地，这些连杆的后端可连接于后附件前面的平衡杆。

与刚性结构10的角锥体15以及与风机壳体12相连接的前发动机附件6是常规设计的，以使其仅能吸收由涡轮喷气发动机2所产生的沿Y和Z方向的作用力，因而不能吸收沿X方向施加的作用力。值得注意的是，该前附件6优选穿入风机的固定叶片安装于其上的风机壳体的内部中，并靠近于中央壳体的前端。

后发动机附件8是本发明的特征，并将参照图2至图5详细地描述。后发动机附件8通常插在喷射壳体17与挂架的刚性结构10之间。优选将其设计为形成两个半附件，这两个半附件相对于由轴线5和Z方向所限定的平面P对称地布置，这些半附件中的每个都被设计成能够吸收由涡轮喷气发动机2所产生的沿Z方向的作用力，但不能吸收沿X和Y方向施加的作用力。而且在本发明中，该后附件与中央部分协作，也能吸收由涡轮喷气发动机2所产生的沿Y方向的作用力。

这样，如可从图1a中示意性地看出的，沿X方向施加的作用力被附件9吸收、沿Y方向施加的作用力被前附件6和后附件的中央部分吸收、而沿Z方向施加的作用力被前附件6和两个后部半附件联合吸收。

另外，关于X方向施加的力矩被附件8的两个半附件竖直吸收、关于Y方向施加的力矩被附件8的两个半附件与附件6联合地竖直吸收、关于Z方向施加的力矩被附件8的中央部分与附件6联合地横向吸收。

图2示出了后发动机附件8，其中出于清楚的明显原因，已故意省略掉了一些元件。我们将首先描述附件8的形成两个后部半附件的部分，其中每个后部半附件都仅吸收沿Z方向施加的作用力，并且该两个后部半附件关于上述平面P对称地布置。

因此，这两个后部半附件是相同的，因此下面将仅描述右半附件。通常，该后部半附件包括由纵向部分28和横向部分30构成的侧部托架26，并且该半附件优选具有沿Y和Z方向定向的对称平面。因此，纵向部分28基本上在XZ平面中沿X方向延伸，并且包括与下部梁20的侧翼34相接触的内表面。值得注意的是，本领域中普通技术人员知晓，该侧翼34也大致沿XZ平面定向，以便于能够例如通过铆接和/或用夹板固定(éclissage)而将侧板22装配在该梁20上。

横向部分30包括固定板36，该固定板36限定了后附件主体(该图2中未示出)的固定界面38，该界面38为沿XY平面定向的平面形式的。其次，它包括与固定板36上表面和纵向部分28外表面42相连接的加固肋40，这些加强肋40沿平行于YZ平面定向。优选地，规定界面38大致位于梁20下表面的侧向连续部，其上可加有托架39，该托架用于与推力吸收侧向连杆相连的平衡杆的固定，如可从图2中看出的。

现在具体参照图3和图4，可以看出，本发明的特征之一在于以下事实，即，纵向部分28的外表面42和相关的侧板22的内表面44相接触。因此，纵向部分28被夹在侧板22与下部梁20的翼34之间，这三个直接叠置的元件优选通过夹板固定而相互装配在一起。

为了使得横向部分30相对板22侧向向外突出，该板具有向下开口的凹槽48，并且横向部分从中穿过。因此在这种结构中，固定板36的至少一部分沿Y方向位于板22之外，如从图3中可清楚看出的。图4示出了凹槽48的切除部分被形成为使得允许肋40穿过，因此该肋也穿过该凹槽48以便该肋相对板22侧向地向外凸出。

再次参照图3，可以看到下部梁20具有沿Y方向的狭窄部(étranglement，变窄部)50，该狭窄部50由两个缩进部(renfoncement)52构成，该两个缩进部分别用于容纳两个后部半附件的两个侧部托架26。因此，纵向部分28的内表面32与下部梁的翼34所限定的缩进部52相接触，因此该翼部分朝向沉箱内部具有微小的弯曲。

缩进部52的几何形状被确定为使得容纳在其中的纵向部分28的外表面42基本上位于梁20的翼的右部部分的外表面的连续部分，从而由这两个外表面形成用于板22的基本上平坦的支撑表面。

现在更具体地参照图4，优选以一体制成且由钛制成的每个侧部托架26因而固定于横向设置在下部梁20下面的后附件主体54。因此该主体54(其也包含平面P作为对称面)与固定界面38相接触并通过竖直螺栓56固定于该固定界面，该竖直螺栓穿过固定板36和该主体54的上部。

主体54包括构成右后板附件整体部分的U形夹58，端部件(manille)60通过沿X方向定向的轴62枢接于其上。如从图4中看到的，端部件或杆60相对竖直方向倾斜，以使其变得沿向上方向更接近于平面P。值得指出，同样沿X方向定向的第二轴64也设在端部件60的下端处，以便将该端部件60枢接在刚性地固定于涡轮喷气发动机壳体2的托架/U形夹(未示出)上。因此，可以理解的是，每个后部半附件均包括枢接的端部件60、U形夹58和托架26，这两个半附件的两个U形夹58在相同后附件主体54中相连接，优选由钛以单一件制成。

以上的描述表明，后附件8构成两个半附件，每个半附件都能吸收沿Z方向施加的作用力。在本发明中，设计后附件8也能吸收沿Y方向施加的作用力。

联合参照图2、图3和图5，为了实现该目的，后发动机附件8还包括沿Z方向定向的第一剪切销66，该销66被设计成用于吸收沿Y方向施加的作用力，更具体地说，被设计成允许这些横向力在后附件主体54与附件挂架的刚性结构10之间通过。

销66包括位于框架形式的横向肋24中一个处的上端部68(仅在图5中可示)，该端部68也占据该框架内部上的一个突出位置，以使其易于接近。之后销66向下延伸，顺次穿过有关的肋24的下部和下部梁20。然后该销包括相对于沉箱的梁20向下突出的下端部70，并被容纳在后附件主体54的孔72中，该孔也是竖直方向布置的。因此，该端部70的表面与孔72的表面之间的接触吸收沿Y方向的作用力。作为指导，应注意的是，孔72具有整体上椭圆形的形状，该形状大致与剪切销66的形状互补，并且其是附件主体54上部部分中的盲孔形式的。

如果已描述的本实施例或多或少地与现有技术中所碰到的用于吸收横向力的实施例相似，那么本发明的特征之一在于以下事实，即，第一销钉74被设置成顺次穿过主体54的前部、形成在销66下端部70中的孔(reaming)76、以及相同主体54的中央部。

借助于这个具体布置，其中轴状的销钉74优选沿X方向定向，孔76与销钉74之间的配合在两个侧部托架26中之一故障/或断裂(尤其是装配在右后部半附件上的托架由于第一销66与该右半附件的接近而导致故障/或断裂)的情况下使得能够吸收沿Z方向施加的作用力。这有利地提供了用于传递沿Z方向的作用力的所谓的故障安全功能，而没有显著增加主体54的设计复杂性。此外，应注意的是，在销钉74与孔76之间具有间隙，以使得作用力路径仅在右后部半附件发生故障/或断裂的情况下才起作用。

为了增强与该右后部半附件有关的故障安全功能，后发动机附件8还包括沿销钉74的方向(因此优选沿X方向)与剪切销66对齐的第一辅助销78。显而易见地，在不超出本发明构架范围的前提下，销钉74的方向可为不同的，但优选仍处于XY平面中。

该销78的设计与上述销66的设计相同。因此，销78包括也位于上述横向肋24处的上端部80(仅在图5中可示)，该端部80占据由该肋形成的框架内部的一个突出位置，这使其易于接近。之后销78向下延伸，顺次穿过有关的肋24的下部和下部梁20。因此该销包括相对于沉箱的梁20向下突出的下端部82，并被容纳在后附件主体54的孔86中。优选地，仍为了使得发动机附件系统均衡以及为了防止第一辅助销78吸收沿Y方向施加的作用力，可在端部82的表面与孔86的表面之间设置间隙。再一次应注意的是，孔86具有整体上椭圆形的形状，该形状大致与辅助销78的形状互补，并且其是形成在附件主体54上部部分中的盲孔形式的。

如可从图5中看出的，后附件8被设计成使得从主体54的中央部分中伸出的销钉74随后顺次穿过销78的下端中所形成的孔84以及相同主体54的后部，直到该销钉74露出到其外部。再一次应注意的是，在销钉74与孔84之间设有间隙，以确保由元件74和82构成的竖向作用力路径仅在右后部半附件发生故障/或断裂时才起作用。

后附件8包括一个与以上所述相似的装配，但是该装配与左部后半附件相关联，其目的尤其是为了提供故障安全功能，用于尤其通过该左后部半附件来传递沿Z方向的作用力。实际上，还设置了分别与销66和78相同的第二剪切销88和第二辅助销90，这些第二销88、90具有下端部92、94，该些下端部92，94被容纳于主体54并在孔98和100位置处被第二销钉96穿过。因此，应该理解的是，与左后部半附件相关联的销/销钉组件和与右后部半附件相关联的销/销钉组件关于平面P对称，这两个组件之间的唯一差别在于第二剪切销88与形成在后附件主体中的其相关孔(未示出)之间的所需间隙。再次，在该情况中，该间隙被选择为使得第二销88仅在第一剪切销66处突然发生故障的情况下才执行故障安全功能以传递横向作用力。

本领域中普通技术人员可对前面所述的用于航空器的涡轮喷气发动机2的附件挂架4做出各种修正，前面所述的仅为非限制性实例。在这点上，值得提及的是，尽管挂架4已存在于适合于使其悬挂在航空器机翼下面的结构中，但是该挂架4也可存在于使其可被安装在该机翼的上方的不同结构中。

Claims (10)

1.用于航空器的发动机(2)附件挂架(4)，所述挂架是沉箱型的，通过上部梁(18)、下部梁(20)、两个侧板(22)以及连接所述梁与板(18、20、22)的横向肋(24)组装形成，所述挂架还包括后发动机附件(8)，所述后发动机附件配备有后附件主体(54)和能够吸收沿所述挂架的横向(Y)施加的作用力的第一剪切销(66)，所述第一剪切销(66)穿过所述下部梁(20)并具有容纳于所述后附件主体(54)中的下端部(70)，其特征在于，所述下端部(70)具有孔(76)，第一销钉(74)穿过所述孔，也穿过所述后附件主体(54)。

2.根据权利要求1所述的附件挂架(4)，其特征在于，所述后发动机附件(8)还包括第二剪切销(88)，所述第二剪切销仅在所述第一剪切销(66)发生故障的情况下能够吸收沿所述挂架的横向(Y)施加的作用力，所述第二剪切销(88)穿过所述下部梁(20)并具有容纳于所述后附件主体(54)中的下端部(92)，所述下端部(92)具有孔(98)，第二销钉(96)穿过所述孔，也穿过所述后附件主体(54)。

3.根据权利要求2所述的附件挂架(4)，其特征在于，所述后发动机附件(8)还包括第一辅助销(78)，所述第一辅助销穿过所述下部梁(20)并具有容纳于所述后附件主体(54)中的下端部(82)，所述下端部(82)具有孔(84)，所述第一销钉穿过所述孔(84)。

4.根据权利要求3所述的附件挂架(4)，其特征在于，所述后发动机附件(8)还包括第二辅助销(90)，所述第二辅助销穿过所述下部梁(20)并具有容纳于所述后附件主体(54)中的下端部(94)，所述下端部(94)具有孔(100)，所述第二销钉(96)穿过所述孔(100)。

5.根据权利要求4所述的附件挂架(4)，其特征在于，所述第一和第二销钉(74、96)沿所述挂架(4)的纵向(X)定向。

6.根据权利要求5所述的附件挂架(4)，其特征在于，所述第一和第二剪切销(66、88)以及所述第一和第二辅助销(78、90)每个均具有穿过所述挂架的相同横向肋(24)的上端部(68、80)。

7.根据前述权利要求中任一项所述的附件挂架(4)，其特征在于，所述后附件还具有两个侧部托架(26)，每个所述侧部托架均包括纵向部分(28)和横向部分(30)，所述纵向部分(28)与相关的所述侧板(22)的内表面(44)相接触且固定安装在这一内表面(44)上，所述横向部分(30)包括后附件主体(54)的固定界面(38)，所述横向部分(30)被布置成穿过形成在相关的所述侧板(22)上的凹槽(48)。

8.根据权利要求7所述的附件挂架(4)，其特征在于，所述下部梁(20)具有由两个缩进部(52)构成的狭窄部(50)，所述两个缩进部分别用于容纳所述后发动机附件(8)的所述两个侧部托架(26)。

9.根据前述权利要求中任一项所述的附件挂架(4)，其特征在于，所述后附件(8)被设计成尤其限定两个半附件，每个所述半附件均能够吸收沿所述挂架的竖直方向(Z)施加的作用力。

10.一种航空器，其特征在于，所述航空器包括至少一个根据前述权利要求中任一项所述的附件挂架(4)。

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