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CN101282876A - 用于飞机发动机悬挂架的刚性结构及包含该结构的挂架 - Google Patents

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CN101282876A CNA2006800370500A CN200680037050A CN101282876A CN 101282876 A CN101282876 A CN 101282876A CN A2006800370500 A CNA2006800370500 A CN A2006800370500A CN 200680037050 A CN200680037050 A CN 200680037050A CN 101282876 A CN101282876 A CN 101282876A
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Abstract

本发明涉及一种用于飞机的悬挂架的刚性结构(8)，该结构由第一和第二箱体侧面板(34a、34b)封闭的箱体形状，该结构包括肋间空间(381至388)，每一个空间由两个直接连续的箱体横向肋(36)限定。根据本发明，对于包括至少三个任意直接连续肋间空间的组的每一个肋间空间形成部而言，在侧面板上设置有单一进入口(421至428)，这些开口交替布置在第一和第二侧面板上。

Description

用于飞机发动机悬挂架的刚性结构及包含该结构的挂架
技术领域
总体而言，本发明涉及一种用于发动机的悬挂架，该悬挂架被设计为插在飞机(或航空器)机翼与相关发动机之间，本发明还涉及这种挂架的刚性结构，该刚性结构也称作刚性初级结构。
本发明可用于装备有涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机的任何类型的飞机中。
这种类型的悬挂架或EMS(发动机机架结构)可用于将涡轮喷气发动机悬挂在飞机机翼下面或者将该涡轮喷气发动机安装在该机翼上方。
背景技术
在现有的飞机上，通过复杂的安装装置(也称为悬挂架)将涡轮式发动机悬挂在机翼下面。对于涡轮喷气发动机而言，通常使用的悬挂架包括刚性箱体结构，换言之，包括由通过多个横向肋连接于彼此的侧面板以及上部和下部翼梁组装形成的刚性箱体结构。
具体地，以一种已知方式将这些挂架设计成将涡轮式发动机所产生的静力和动力(诸如重量、推力或不同的动力)传递至机翼。
构成箱体的刚性结构通常设置有形成在箱体侧面板上的多个进入口(ouvertures d’accès)，这些口也称作人孔或检修孔，通过这些孔，操作者能够进入箱体内部以便进行组装或维护操作。传统上，以本领域技术人员已知的方式，通常以允许操作者的手臂通过这些孔的方法来定义它们的尺寸。
应该注意的是，侧面板上检修孔的存在对质量造成不利，因为这必然意味着所涉及的侧面板必须特别大从而使得刚性结构组件能够实现其传递来自发动机的力的基本功能。因此，已经尝试寻找这样的一种设计，即在允许满足进入刚性结构内部及其不同肋之间的空间的要求(每一空间由沿着刚性结构的纵向方向的直接连续肋限定)的同时，将待沿着侧面板设置的检修孔的数量最小化。
因此，提出了将这些检修孔布置成使得它们的对称平面是刚性结构的纵向中垂面(le plan vertical et longitudinal médian)。此外，进入口通常被布置成只能够直接进入两个直接连续(consécutifs)的肋间空间之一，以限制与所述空间的存在相关的质量约束。因此，想要在这两个肋间空间内进行组装和维护操作的操作者只能通过到达相邻空间的进入口以及由分割这两个空间的横向肋所限定的内部通道来间接地进入该两个肋间空间的第二空间。
因此，通过这种布置，很明显，对于操作者而言，较难进入箱体中的未设置有进入口的肋间空间。
此外，通过这种布置，整个箱体形刚性结构在包含设置有直接进入同一个肋间空间的两个对称进入口的部分处机械强度显著降低，这不可避免地造成侧面板尺寸相应地进一步扩大，这对箱体的总质量非常不利。
发明内容
因此，本发明的目的是提出一种用于飞机发动机悬挂架的刚性结构，该刚性结构克服了在现有技术的结构中所遇到的缺点。
更确切地说，本发明的目的是公开一种用于飞机发动机悬挂架的刚性结构，与根据现有技术的实施例所采取的布置相比，对于该刚性结构而言，侧面板上进入口的布置使得能够不但使得刚性结构的整体机械强度更好、待设置在侧面板上的孔数量更小，而且使得进入整个箱体更容易。
为此，本发明的目的是一种飞机发动机悬挂架的刚性结构，该刚性结构具有在一侧上由第一箱体侧面板封闭而在另一侧上由第二箱体侧面板封闭的箱体形式，该刚性结构还包括：连接所述两个侧面板并且沿刚性结构的纵向方向彼此间隔开的横向肋；以及多个肋间空间，每一个肋间空间由两个直接连续的横向肋限定，第一和第二侧面板设置有通向该箱体内部的进入口。根据本发明，在侧面板中为刚性结构中的属于包括至少三个任意直接连续的肋间空间的组中的每个肋间空间设置单一(unique)进入口，这些进入口交替布置在刚性结构的第一和第二侧面板上。
因此，可以理解的是，根据本发明的结构的创新之处在于，其不再设置成只能直接进入两个连续空间中的一个肋间空间，而是设置成能够直接进入所涉及组中的所有空间。有利地，由于想要在箱体内部进行维护或组装操作的操作者可以从单个开口直接进入每一个肋间空间，因此这便于进入整个箱体。
此外，通过所提出的结构，由于开口的交替(错列)布局，在结构的同一横截面中绝不存在两个侧进入口(尽管这在根据现有技术的实施例中属实)，所以刚性结构可具有更好的总机械强度。因此，侧面板中的应力得以更好地分布，这减少了尺寸大型化且因此可以显著降低侧面板的总质量。
最后，应该注意的是，对于相同数量的肋间空间而言，所选择的错列布置意味着，与根据现有技术的实施例相比较，侧面板中的进入口的数量可以减少一个。作为示意性实例，对于三个直接连续的肋间空间而言，根据现有技术的结构将需要两个用于第一空间的开口，不需要用于第二空间的开口，并需要用于第三肋间空间的另外两个开口，从而进入口总数为四个。另一方面，本发明仅需要用于这三个空间的每一个的单一开口，因此进入口总数为三个。
对于刚性结构的一个确定节段而言，由于侧面板上进入口的存在使得尺寸扩大，从而导致质量增加，因此孔数量的减少还使得质量成本节约。
优选地，包括至少三个任意直接连续的肋间空间的组由至少八个肋间空间构成，但是显而易见地，这个数目可以更大。此外，在不脱离本发明构架的前提下，该组还可以包括刚性结构中的所有肋间空间。
更普遍地，包括至少三个任意直接连续的肋间空间的组可以包含有形成在刚性结构中的所有肋间空间的至少60％。
优选地，每一个进入口为圆形形状并且具有大于200mm的半径，这一数值非常适合操作者臂部通过。
同样优选地，该刚性结构还包括上部翼梁和下部翼梁，这两个翼梁中的至少一个设置有允许进入箱体内部的至少一个进入口。
最后，本发明的另一目的是一种飞机发动机悬挂架，该悬挂架包括与刚刚描述的结构类似的刚性结构。
通过阅读下面给出的非限制性的详细描述，本发明的其他优点和特征将变得显而易见。
附图说明
下面参照附图进行描述，附图中：
- 图1示出了包括根据本发明优选实施例的发动机悬挂架的飞机组件的示意性侧视图以及
- 图2和图3示出了图1所示悬挂架的刚性结构的详细透视图。
具体实施方式
图1示出了飞机发动机组件1，该组件被设计成固定在该飞机的机翼2(为了清楚起见，仅以虚线示意性地示出)下面，该组件1包括根据本发明优选实施例的悬挂架4以及悬挂在该挂架4下面的诸如涡轮喷气发动机的发动机6。
总体上，悬挂架4包括：刚性结构8(或称为基础结构)；设置有多个发动机悬架10、12的发动机6的悬挂装置；以及用于抵抗发动机6所产生的推力的装置14。
为进行说明，应该注意的是，组件1被设计成由外壳(未示出)包绕，并且悬挂架4装配有用于将该组件1悬挂在飞机机翼2下面的另一组悬架16。
在下面的整个描述中，按照惯例，X表示挂架4的纵向方向，该方向还被认为与涡轮喷气发动机6的纵向方向相同，该方向X平行于该涡轮喷气发动机6的纵向轴线5。此外，横向于挂架4的方向被称为Y方向并且该方向还被认为与涡轮喷气发动机6的横向方向相同，而Z为竖直方向或高度方向，这三个方向X、Y、Z彼此正交。
此外，应当相对于飞机在涡轮喷气发动机6所施加的推力下的前进方向来考虑术语“前”和“后”，通过箭头7示意性地示出了该方向。
图1示出了悬挂架4的两个发动机悬架10、12、一组悬架16、推力抵抗装置14、以及刚性结构8。该挂架4中未示出的其他构成部分(诸如在支撑气动整流罩的同时分离并保持系统的辅助结构)是与现有技术中所使用的那些构成部分相同或相似的传统元件，并且是本领域技术人员已知的。因此，将不对其进行详细描述。
此外，涡轮喷气发动机6在其前端处设置有大尺寸的风扇壳体18，该风扇壳体限定环形风扇管20，并且该涡轮喷气发动机在后部包括较小尺寸的中央壳体22，该中央壳体包含该涡轮喷气发动机的核心。明显地，壳体18和20固定于彼此。
如从图1中看到的，装置4上具有两个发动机悬架10、12，分别称为前发动机悬架和后发动机悬架。
该优选实施例中所使用的悬架装置首先包括插在刚性结构8的前端(也称作椎体)与风扇壳体18的上部之间的前发动机悬架10。以本领域技术人员已知的传统方式设计的前发动机悬架10被固定在刚性结构8的第一点P1处。
此外，同样以本领域技术人员已知的传统方式制造的后发动机悬架12被插在刚性结构8与中央壳体22之间，并且被固定在刚性结构8上的位于点P1后面的第二点P2处。
优选地，推力抵抗装置14被固定在刚性结构8上的第三点P3处，点P3位于两个点P1和P2之间。在这一方面，应该注意的是，优选地，上述三个点位于悬挂架的中垂面(plan médian vertical，未示出)上。
总体上，推力抵抗装置14利用了本领域技术人员所熟悉的传统设计，即，其具有两个侧推力抵抗杆26(在图1中只能看到其中之一)，这些杆中的每一个包括连接至风扇壳体18的例如位于涡轮喷气发动机6的正中平面上的或接近该正中平面的前端。其次，它们的后端通过铰接方式连接至添加在刚性结构8上的分布梁(未示出)。
刚性结构8总体上具有大致沿X方向从后端向前延伸的箱体的形式。
更确切地说，参照更详细地示出了根据本发明的刚性结构8的图2和图3，可以看到的是，该刚性结构由上部翼梁30、下部翼梁32、第一箱体侧面板34a以及第二箱体侧面板34b的传统组装制成。上述四个元件大致沿X方向从结构8的一端延伸至另一端，并且在不脱离本发明构架的前提下，可以以单件形式制成或者通过几个部分的组装而获得。
此外，箱体8设置有横向肋36，每一横向肋均具有框架的形式，并且沿YZ平面布置，且沿X方向彼此间隔。
这些肋36限定肋间空间38以及381至388，因此381至388中的每一个在前端和后端处通过两个直接连续的肋36进行限定，并且还通过翼梁30、32以及两个侧面板34a、34b来限定。
因此，在所描述的该优选实施例中，形成在刚性结构8中的十二个肋间空间中的八个直接连续的空间(参考标号为381至388)构成组40，在该组内，面板34a、34b上设置有用于每一个相关空间381至388的单一进入口。
此外，由于这些开口交替位于第一面板34a上和第二面板34b上，因此它们是交替的或者错列的。
更确切地说，如能够从图2中更好地看到的，位于肋间空间的组40中最靠前位置处的进入口421(换言之，直接通向空间381的开口)形成在第一面板34a上。接着，沿向后方向进行作业，将位于直接相邻的肋间空间382中的进入口422形成在第二面板34b上。仍沿向后方向进行作业，将位于直接相邻的肋间空间383中的进入口423再次形成在第一面板34a上。因此，在整个组40上形成进入口的这种交替/错列布置，意味着分别直接通向空间384、386、388的开口424、426、428位于第二侧面板34b中，而类似地，分别通向空间385、387的开口425、427位于第一侧面板34a中。
更普遍地，可以如此布置，从而使得该组40(其上形成有交替的单一开口)优选地包含了形成在刚性结构8中的所有肋间空间38以及381至388的至少60％，这使得能够更容易地进入刚性结构8的大部分空间中。
每一进入口421至428均为具有大致平行于Y方向的中心线并且具有大于200mm的半径的圆形形状。
此外，也可以在一个翼梁或两个翼梁30、32中均形成进入口，从而使得能够进入该箱体。如图3中的实例所示，可以在上部翼梁30的组40中最靠前的肋间空间381处设置进入口44。当然，这些开口可以被形成为通向不属于组40的肋间空间38(如通过进入口标号46作为实例示出)，并且通向上述组前面的肋间空间。
显而易见地，本领域技术人员可以对刚刚描述且仅作为非限制性实例的悬挂架4及其刚性结构做出各种更改。

Claims (6)

1.一种用于飞机发动机(6)的悬挂架(4)的刚性结构(8)，所述刚性结构为在一侧上由第一箱体侧面板(34a)侧向封闭而在另一侧上由第二箱体侧面板(34b)侧向封闭的箱体形式的，所述刚性结构还包括：横向肋(36)，连接所述两个侧面板(34a、34b)并且沿所述刚性结构的纵向方向(X)彼此间隔开；以及多个肋间空间(38、381至388)，每一个空间由两个直接连续的横向肋(36)限定，所述第一和第二侧面板(34a、34b)设置有通向所述箱体内部的进入口(421至428)，
其特征在于，所述侧面板(34a、34b)中的单一进入口(421至428)为属于组(40)的每一个肋间空间(381至388)而设置，所述组包括所述刚性结构中的至少三个任意直接连续的肋间空间，这些进入口(421至428)交替布置在所述刚性结构的所述第一和所述第二侧面板(34a、34b)上。
2.根据权利要求1所述的刚性结构(8)，其特征在于，包括至少三个任意直接连续的肋间空间的所述组(40)由至少八个肋间空间(381至388)构成。
3.根据权利要求1或2所述的刚性结构(8)，其特征在于，包括至少三个任意直接连续的肋间空间的所述组(40)包括形成在所述刚性结构中的所有肋间空间(38、381至388)中的至少60％。
4.根据前述权利要求中任意一项所述的刚性结构(8)，其特征在于，每一个进入口(421至428)为圆形形状并且具有大于200mm的半径。
5.根据前述权利要求中任意一项所述的刚性结构(8)，其特征在于，所述刚性结构还包括上部翼梁(30)和下部翼梁(32)，并且这两个翼梁中的至少一个设置有允许进入所述箱体内部的至少一个进入口(44、46)。
6.一种用于飞机发动机(6)的悬挂架(4)，所述悬挂架包括根据前述任意一项权利要求所述的刚性结构(8)。
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