CN102239086A - 贴在机身的侧向延伸部上以将其固定的飞行器吊架刚性结构 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种飞行器后部(100)，其包括具有涡轮发动机(10)的至少一个发动机组件以及所述涡轮发动机的吊架(14)。根据本发明，所述吊架的刚性结构包括纵向中心舱(50a)以及所述纵向中心舱(50a)支承的衔接舱(50b)，所述衔接舱(50b)从所述纵向中心舱凸出。另外，飞行器结构包括机身的侧向延伸部(22)，所述侧向延伸部(22)从机身凸出。以及，所述衔接舱(50b)贴在所述机身延伸部(22)下方，固定装置(20)被布置在这两个单元之间。

Description

贴在机身的侧向延伸部上以将其固定的飞行器吊架刚性结构

技术领域

本发明总体涉及包括至少一个发动机组件的飞行器后部，该发动机组件尤其属于要被相对于该飞行器机身从侧向安装的类型。

背景技术

在这一领域中，存在对发动机组件与用于支撑该发动机组件的飞行器结构之间的固定方法进行简化的需求。

发明内容

为满足这一需求，本发明的目的首先在于一种飞行器后部，其包括具有涡轮发动机的至少一个发动机组件以及涡轮发动机的吊架，所述发动机组件从侧向安装到飞行器的结构上，所述吊架包括沿间隔方向相对于涡轮发动机的纵向轴线径向偏离的刚性结构，所述吊架还包括确保涡轮发动机组装在刚性结构上的初级固定装置，以及一端固定在所述刚性结构上而另一端固定在飞行器结构上的次级固定装置。根据本发明，所述刚性结构包括纵向中心舱以及所述纵向中心舱支承的衔接舱，所述衔接舱从所述纵向中心舱在所述间隔方向的从所述涡轮发动机向所述刚性结构的第一方向上凸出。另外，所述飞行器结构包括机身的侧向延伸部，该侧向延伸部从机身在所述间隔方向的与所述第一方向相反的第二方向上凸出。最终，机身的所述侧向延伸部与所述衔接舱这两个单元中的一个单元贴在另一单元下方，所述次级固定装置被布置在这两个单元之间。

这种新颖的设计使得在发动机组件与用于支撑此发动机组件的飞行器结构之间的固定显著简化。事实上，发动机组件可被轻易地移动，以便优选地通过简单地提升发动机组件而使衔接舱贴在机身的侧向延伸部上，随后次级固定装置可被方便地布置在这两个单元之间，以允许它们相连。

在这一点上，如果考虑这两种情况，则还是衔接舱贴在机身侧向延伸部下方的情况较为优选，其极大地简化了发动机组件的提升。事实上，这样只需竖直地移动发动机组件，而不会遇到特殊的障碍，一直移动至达到所需的贴靠机身侧向延伸部的下部为止。这可例如借助于被直接安装至机身延伸部上的提升设备来实现。

优选地，所述机身的侧向延伸部包括多个初级肋，所述衔接舱包括多个次级肋，且所述初级肋中的至少一个被布置在所述次级肋之一的延长处上、大体上在同一平面内。这不仅允许方便向飞行器结构转传递发动机组件的力，而且还提供安装次级固定装置的便利，次级固定装置可方便地安装至这些肋上。优选地，所有的初级肋和次级肋均两两位于彼此的延长处上、优选地在平行平面内。因此，事实上可优选地设计次级固定装置中的至少一部分被固定在所述初级肋和次级肋上。

根据本发明第一实施方式，所述次级固定装置形成发动机组件在飞行器结构上的静定固定系统。在这种情况下，所述次级固定装置优选地由多个紧固件构成，每个紧固件具有应力承载连杆。于是每个连杆被布置在相关的紧固件承受应力的方向上。

根据本发明的第二优选实施方式，所述次级固定装置形成在飞行器结构上的发动机组件的超静定固定系统。在附图的这种另一情况下，所述次级固定装置优选地由多个柔性紧固件构成，每个柔性紧固件具有由橡胶或弹性材料制成的减震部件。

优选地，所述机身侧向延伸部的每个初级肋是与机身框架形成一体而实现的，即便这些初级肋替代地能够与机身框架相联，这也没有脱离本发明的范围。

优选地，纵向中心舱支承所述初级固定装置的至少一部分。另外，支承所述次级固定装置的至少一部分的衔接舱在涡轮发动机的纵向方向上的长度小于纵向中心舱的长度。

已知地，在主舱后方沿机身侧向设置的发动机组件并不一定被布置得使得所述间隔方向与飞行器的水平中面平行或重合，事实上，在飞行器的水平中面与所述间隔方向之间可预设角度。

本发明的另一目的涉及包括如上所述的后部的飞行器。

最后，本发明的目的还在于一种如上所述的飞行器后部的安装方法，所述方法包括提升发动机组件，使机身的所述侧向延伸部与所述衔接舱这两个单元中的一个单元贴在另一单元下方、然后在这两个单元之间安装所述次级固定装置。

如上所述，提升步骤优选地使用安装在机身侧向延伸部上的提升工具来进行，以便竖直移动发动机组件直至发动机组件贴至该延伸部为止。

附图说明

本发明的其它优点和特征在以下的非限制性详细说明中显而易见。

该说明是参照如下附图来进行的，其中

图1示出根据本发明第一优选实施方式的飞行器后部的示意性立体图；

图2示出图1中示出的飞行器后部的示意性局部横截面图；

图3示出属于图1和图2中示出的发动机组件的吊架的刚性结构的局部立体图；

图4示出与图3类似的视图，其中示出在吊架的刚性结构上的机身侧向延伸部；

图5示出与图4相似的视图，其中后部表现为根据本发明第二实施方式的形式；

图6示出图5中示意性示出的次级固定装置的柔性紧固件之一的正视图；

图7示出能够用于安装在图6中的吊架的肋的实施方式的立体图。

具体实施方式

参照图1，可见飞行器后部100，其具有发动机组件1，该后部100为根据本发明的优选的第一实施方式的形式。

在以下的整个说明中，约定：将与飞行器的纵向轴线2平行的该飞行器的纵向方向称为X。另一方面，将相对于该飞行器的横向方向称为Y，并将高度方向或竖直方向称为Z，这三个方向X、Y和Z互相垂直。

术语“前”或“后”均是相对于发动机施加推力使得飞行器前进的前进方向而言的，该方向用箭头4示意性表示。

总体而言，后部100包括机身6，仅示意性地示出其左边部分的一部分，该部分具有在X方向上彼此间隔开的多个机身框架7，并具有形成适合外部气流的流线型表面的机身的外蒙皮9。机身的横向部分大体上为圆形、椭圆形或类似形状，其中心被纵向轴线2穿过并界定飞行器的内部空间8。

另外，其包括两个发动机组件1(仅示出其中之一)，这两个发动机组件均具有被轴线2穿过的竖直中面P。在该优选实施方式中，每个组件1均包括涡轮发动机10(对涡轮喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机或其它类型不加以区别)，在此均用在后部的接纳装置13表示。每个组件均具有基本上平行于X方向的纵向轴线12。另外，发动机组件1被相对于机身6侧向布置，从而在这点上可明确水平中面与被飞行器的纵向轴线以及涡轮发动机的纵向轴线2、12穿过平面之间可具有一定角度，如下文将参照图2详细所述。通常而言，该角度可介于10°到35°之间。无论该角度是多少，发动机组件1均被视为从侧向附加在飞行器上，更确切而言附加在飞行器后部上，即附加在飞行器后部的侧向延伸部22上，优选地是以位于主机舱后方的舱的形式。

为了确保涡轮发动机10的悬挂，设计了吊架14，其包括刚性结构16，也被称作初级结构，通过该结构来承受力，刚性结构16通常被流线型外蒙皮(也被称作次级结构，未示出)包覆。

吊架14具有置于涡轮发动机10与刚性结构16之间的初级固定装置，在图1中用18标识这些属于本领域技术人员已知的常规设计的初级装置。另外，吊架14具有置于涡轮发动机10与飞行器结构之间的次级固定装置(未示出)，更具体而言，其优选地整体置于机身侧向延伸部22以及刚性结构16之间，如下文详细所述。

在图2中，可看到刚性结构16包括在标识为52的间隔方向上径向偏离发动机轴线12的至少一个舱50a、50b，该间隔方向还对应于飞行器机身与同一涡轮发动机10之间的间隔方向，或者对应于所述舱50a、50b的宽度方向。

作为指示，间隔方向52并不一定与飞行器的水平中面P1平行或重合，事实上在水平中面P1与间隔方向52之间可预计形成角度A1，如图2中所示。在该附图中示出的横截图中，具有间隔方向52并形成角度A1的倾斜平面P2可以不同于被飞行器的纵向轴线和涡轮发动机的纵向轴线2、12穿过的前述平面，不过所造成的角度A1的值优选地介于10°到35°之间、更优选地约为24°。

在这点上，固定在发动机组件1上并由X、Y’和Z’方向的限定的新的参照系将被用在下文说明书中。X方向始终对应于飞行器的和涡轮发动机的纵向方向，而被布置在YZ平面中的Y’方向对应于间隔方向52。最后，同样被布置在YZ平面中的Z’方向垂直于这两个方向X和Y’，并从而垂直于前述平面P2，平面P2与刚性结构16的厚度方向上的中面相似。

在图3中，可看到刚性结构16，其于是包括纵向中心舱50a，该中心舱在吊架的主方向30上延伸，该主方向30与其纵向方向相似并平行于X方向。舱50a可具有前闭合肋40和后闭合肋41，以及在需要的情况下的侧向闭合舱门44和加固内肋42。还设计了基本上在XY’平面内的上蒙皮和下蒙皮。舱50a用于优选地整体上支承初级固定装置，该初级固定装置衔接涡轮发动机的吊架的刚性结构。

刚性结构16包括纵向中心舱50a支承的衔接舱50b，该衔接舱50b从纵向中心舱在间隔方向52的从涡轮发动机向着刚性结构16的第一方向52a上凸出。显然，该方向52的第一方向52a与第二方向52b相反。在此，同样地，舱50b在吊架的主方向30上延伸——该主方向与其纵向方向类似——并具有多个被称为次级肋的肋，其中有前闭合肋60和后闭合肋61、以及优选地加固内肋63。这三个次级肋60、61、63在方向X上彼此间隔开，并且每个均被布置在Y’Z’平面内。如图3中示意性所示，次级肋60、61、63分别被布置在被标识为P’1、P’2、P’3的平面内。

另外，舱50b包括侧向闭合舱门44。同一舱门44可同时确保50a、50b这两个舱的闭合。同样地，设计有上蒙皮65和下蒙皮67，该上蒙皮65和下蒙皮67基本上位于XY’平面内、或者位于相对于XY’平面在X方向上稍微倾斜的平面内。这些蒙皮(至少其中一部分)可通过与舱50a的蒙皮邻接成整体来实现。然而，衔接舱50b的厚度优选地向后和向着飞行器的轴线2逐渐变小，如图3中可见。

相反地，衔接舱50b在X方向上的长度小于中心舱50a的长度，中心舱50a事实上更接近涡轮发动机的接纳装置(未示出)。两个前闭合肋40和60优选地均由置于Y’Z’平面内的单个零件来实现，因此只有舱50a、50b的后闭合肋在方向30上彼此间隔开。

在该第一优选实施方式中，次级固定装置被整体加在衔接舱50b上。为此，设计6个安装点，每个安装点用于作为6个紧固件之一的组成部分，这6个紧固件组成了次级固定装置，这些次级固定装置形成静定安装系统。因此，在图3中可见三个初级紧固点K1、K2、K3，它们被固定在前闭合肋60上、向前凸出，且在另外三个紧固点中，K4被固定在后闭合肋61上、向后凸出，K5被固定地加在舱50b的上蒙皮上、在Z’方向上向高处凸出，以及最后K6被固定在与机身相对的侧向舱门44上、在Y’方向上向机身凸出。然而，可确定点K5和K6被布置成与后肋61极为接近，这使得能够将6个紧固件定位在彼此远离的不同的两个区域中，这两个区域分别在舱50b的前闭合肋60和后闭合肋61上定中心。

在图4中，可看到以舱体形式的机身的侧向延伸部22，其被安装在衔接舱50b之上，该衔接舱50b贴在该延伸部下方。该延伸部从机身的外蒙皮9起在间隔方向52的第二方向52b上延伸。

在此，同样地，延伸部22平行于吊架的主方向30延伸，并具有多个肋，这些肋被称为初级肋，其中有前闭合肋60’，前闭合肋60’被布置在肋60上方、延长肋60(即在平面P’1中)。同样地，其包括后闭合肋61’，后闭合肋61’被布置在肋61的上方、延长肋61(即在平面P’2中)。最后，其包括加固内肋63’，加固内肋63’被布置在肋63上、延长肋63(即在平面P’3中)。因此，这三个初级肋60’、61’、63’还在X方向上彼此间隔开，并且每个均被布置在Y’Z’平面内。

另外，延伸部22包括侧向闭合舱门44’，其中之一优选与刚性结构的舱50a相对并间隔开，另一舱门44’优选地由机身的外蒙皮9构成，不过这当然不是必需的。

同样地，设计有上蒙皮65’和下蒙皮67’，该上蒙皮65’和下蒙皮67’基本上位于XY’平面内、或者位于相对于XY’平面在X方向上稍微倾斜的平面内。优选地，设计为舱50b的上蒙皮65与贴至该上蒙皮65的延伸部22的下蒙皮67’表面接触，例如在单个面或多个面上接触。

应注意，该安装方法可通过预备直接安装在机身延伸部上的提升工具(未示出)来实施，该提升工具确保仅在竖直方向上移动位于其下的发动机组件，直至发动机组件的舱50b的上蒙皮65贴至延伸部22的下蒙皮67’为止。

延伸部22的厚度可被实践为向后和向着涡轮发动机的轴线逐渐变小，如图4所示。因此，是单元22、50b的分别对应于它们在间隔方向上的自由端部的两个渐细部分被压紧并接触，以使其叠置区域尺寸最小。

延伸部22的长度在X方向上基本上等于衔接舱50b的长度。另外，这两个叠置的单元在Z’方向上整体上具有基本上一致的整体形状，从而赋予本设计完全一致性。

在该第一优选实施方式中，次级固定装置与延伸部22形成一体。为此，设计了与布置在舱50b中的点K1至K6配合的6个安装点，每个安装点用于作为6个紧固件之一的组成部分，这6个紧固件组成了次级固定装置，这些次级固定装置形成静定安装系统。因此，在图4中可见三个初级紧固点K’1、K’2、K’3，它们被固定地附加在前闭合肋60’上、向前凸出，且在另外三个紧固点中，K’4被固定地附加在后闭合肋61’上、向后凸出，K’5被固定地附加在与舱50a相对的侧向舱门44’上、在Y’方向上向舱50a凸出，最后K’6被固定地附加在下蒙皮67’上，在Z’方向上向下凸出。此处同样可确定点K’5和K’6被布置成与后肋61’极为接近，这使得能够将6个紧固件定位在彼此远离的不同的两个区域中，这两个区域分别在舱50b的前闭合肋60’和后闭合肋61’上定中心。

延伸部22和舱50b的前述安装点被承载杆两两相连，以便形成组成静定固定系统的紧固件。因此，第一紧固件具有沿Z’方向定向并被安装在点K1、K1’上的连杆B1，第二紧固件具有沿Z’方向定向并安装在点K2、K2’上的连杆B2，第三紧固件具有沿Y’方向定向并安装在点K3、K3’上的连杆B3，第四紧固件具有沿Y’方向定向并安装在点K4、K4’上的连杆B4，第五紧固件具有沿X方向定向并安装在点K5、K5’上的连杆B5，第六紧固件具有沿Z’方向定向并安装在点K6、K6’上的连杆B6。

通过这种构造，在X方向上施加的力由第五紧固件承受，在Y’方向上施加的力由第二和第四紧固件承受，在Z’方向上施加的力由第一、第三和第六紧固件承受。另外，在Y’方向上施加的力矩由第一、第三和第六紧固件相结合而确保承受，在Z’方向上施加的力矩由第二和第四紧固件相结合而确保承受，在X方向上施加的力矩由第一和第三紧固件相结合而确保承受。

如果这些前闭合肋和后闭合肋60、60’、61、61’以及其附近允许容纳这上述六个紧固件的话，则两个内肋63、63’自身可容纳待用的紧固件(未示出)，也被称作备用件或“故障保险装置”，即用于仅在这六个主要的紧固件中的一个或多个发生故障的情况下才参与承受应力。

在图5中，其示出本发明的第二优选实施方式。代替静定系统，次级固定装置形成刚性结构16与机身延伸部22之间的超静定固定系统，此外刚性结构16与机身延伸部22这两个单元保持与上述相同或类似的设计。

为了确保超静定组件，例如设计了五个或六个柔性紧固件70，也被称作“软安装件(Soft Mounts)”，其优选地被布置在初级肋和次级肋之间。在示例的构造中，在平面P’1上、在两个前闭合肋60、60’的分界处预设两个紧固件70，在平面P’3上、在两个内肋63、63’的分界处预设了两个紧固件70，以及在平面P’2上、在两个后闭合肋61、61’的分界处预设了一个紧固件70。

图5仅示意性地示出该柔性紧固件70，在图6中详细示出一种优选的设计。该紧固件包括具有两个同心轴72、74的拉杆式系统，所述轴之一具有支靠在容纳部76中的头部，该容纳部76形成在肋60’的上部，而另一轴具有支靠在容纳部78上的头部，该容纳部78形成在肋60的下部。因此，该拉杆横越这两个肋，以便确保它们彼此在Z’方向上——该方向还优选地对应于拉杆的方向——的按压。为了安装方便，可借助于液压千斤顶使拉杆拉紧。

在两个肋的交界处，初级肋60’具有接纳橡胶或弹性材料制成的锥形减震垫圈82的容纳部80，并与该垫圈的外表面接触。在次级肋60上，预设有配合于垫圈82的内表面的锥形定位销84，从而确保垫圈在部件80、84之间的挤压，以实现更好的减震。另外，可在次级肋60中围绕定位销84形成凹槽86以构成定心部件，在该定心部件中插入肋60’的“配合形状”88，其优选地被布置在容纳部80的延长处上。应注意，为了确保这样的组件，舱的蒙皮可以被局部去除，以便允许拉杆通过并放置减震垫圈82。

最后，图7示出次级前闭合肋60的一种可行的实施方式，其可应用于衔接舱的次级肋的组件。在该实施方式中，肋60由沿X方向上叠置的两个叠置部件60a、60b形成，且这两个叠置部件相结合以形成开口90，该开口90用于被上述拉杆系统贯穿。这两个部件60a、60b中的每一个因此形成开口90的一半、以及定位销84的一半和定心凹槽86的一半，拉杆的轴线和开口90的轴线被布置在两个部件60a、60b的分界平面中。这使得能够确保后备功能/安全，也被称作故障保险装置”，这是因为在构成肋60的两个部件60a、60b之一断裂的情况下另一个可继续确保力的传递。

当然也可采用相同的或类似的设计以用于机身延伸部22的初级肋60’、61’、63’。

显然，以上描述仅作为示例给出而绝非限制性的，本领域技术人员可想到对本发明的多种修改。例如，机身的侧向延伸部22可替代地被贴在衔接舱50b的下方，这并未脱离本发明的范围。

Claims (10)

1.一种飞行器后部(100)，包括具有涡轮发动机(10)的至少一个发动机组件(1)以及所述涡轮发动机的吊架(14)，所述发动机组件被从侧向安装到所述飞行器结构上，所述吊架包括沿间隔方向(52)相对于所述涡轮发动机的纵向轴线(12)径向偏离的刚性结构(16)，所述吊架还包括确保所述涡轮发动机组装在所述刚性结构上的初级固定装置(18)、以及一部分固定在所述刚性结构(16)上而另一部分固定在所述飞行器结构上的次级固定装置(20)，

其特征在于

所述刚性结构(16)包括纵向中心舱(50a)以及由所述纵向中心舱支承的衔接舱(50b)，所述衔接舱从所述纵向中心舱在所述间隔方向的从所述涡轮发动机朝向所述刚性结构的第一方向(52a)上凸出，

所述飞行器结构包括机身的侧向延伸部(22)，所述机身的侧向延伸部从所述机身在所述间隔方向的与所述第一方向(50a)相反的第二方向(52b)上凸出，以及

所述机身的侧向延伸部(22)与所述衔接舱(50b)这两个单元中的一个单元贴在另一单元下方，所述次级固定装置(20)被布置在这两个单元之间。

2.根据权利要求1所述的后部，其特征在于，所述机身的侧向延伸部(22)包括多个初级肋(60’、61’、63’)，以及所述衔接舱(50b)包括多个次级肋(60、61、63)，以及所述初级肋中的至少一个被布置在所述次级肋之一的延长处上、大体上在同一平面内。

3.根据权利要求2所述的后部，其特征在于，所述次级固定装置(20)的至少一部分被固定在所述初级肋和所述次级肋上。

4.根据任一前述权利要求所述的后部，其特征在于，所述次级固定装置(20)形成所述发动机组件(1)在所述飞行器结构上的静定固定系统。

5.根据权利要求4所述的后部，其特征在于，所述次级固定装置(20)由多个紧固件构成，每个紧固件均具有承受力的连杆。

6.根据权利要求1至3中任一项所述的后部，其特征在于，所述次级固定装置(20)形成所述发动机组件(1)在所述飞行器结构上的超静定固定系统。

7.根据权利要求6所述的后部，其特征在于，所述次级固定装置(20)由多个柔性紧固件(70)构成，每个柔性紧固件均具有由橡胶或弹性材料制成的减震部件(82)。

8.根据与权利要求2组合的任一前述权利要求所述的后部，其特征在于，所述机身的侧向延伸部(22)的每个初级肋(60’、61’、63’)均与机身框架(7)形成一体件。

9.一种包括根据任一前述权利要求所述的后部(100)的飞行器。

10.一种根据权利要求1至8之一所述的飞行器后部(100)的安装方法，其特征在于，所述方法包括提升所述发动机组件(1)，以使所述机身的侧向延伸部(22)与所述衔接舱(50b)这两个单元中的一个单元贴在另一单元下方、然后在这两个单元之间安装所述次级固定装置(20)。

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