CN109987238A - 用于飞行器的组件及飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及针对用于飞行器的组件(1)进行的优化设计，该飞行器包括机翼(2)、发动机附接吊架(4)和装置，所述发动机附接吊架包括主结构件(28)，所述装置用于将主结构件(28)固定至翼盒(14)。这些装置包括两个侧向前部配装件(42)，这些配装件中的每一者包括：固定至前翼梁(16)的第一连接部分(46)；固定至附接吊架的主结构件(28)的第二连接部分(52)；连结第一连接部分和第二连接部分(46、52)的至少一个固定构件(54)，该固定构件(54)通过第一销系统(56)铰接至第一连接部分(46)，所述第一销系统定向为大体平行于前翼梁(16)。

Description

用于飞行器的组件及飞行器

技术领域

本发明涉及飞行器领域，并且特别地，本发明涉及包括飞行器机翼和固定在该机翼下方的发动机附接吊架的组件。优选地，本发明涉及用于支承涡轮风扇型大直径发动机的此类组件。该类型的组件的示例在比如文件FR2 887 522中被公开。

特别地，本发明适用于商用飞行器。

背景技术

在现有飞行器中，诸如喷气发动机的发动机通过复杂的附接装置——也被称为EMS(发动机安装结构件(Engine Mounting Structure))——或通过附接吊架而被悬挂在机翼下方。常用的附接吊架具有主结构件，也称为刚性结构件，其通常为盒的形式，也就是说，主结构件通过装配上翼梁和下翼梁而被制造，所述上翼梁和下翼梁通过位于盒内部和盒末端的多个侧向加强肋而被连接在一起。翼梁布置在盒的下表面和上表面上，同时侧面板在侧面处闭合盒。此外，附接吊架布置在发动机的位于发动机与翼盒之间的上部部分中。这就是所谓的“12点钟”位置。

如已知的，这些吊架的主结构件设计成允许将发动机所带来的静态的和动态的载荷——例如重量、推力或不同的动态载荷——传递至机翼，特别是与故障事件——例如风扇叶片脱落(FBO)、前起落架坍塌、硬着陆等——相关的那些载荷。

在从诸如文件FR 2 887 522的现有技术中已知的附接吊架中，在其主结构件和翼盒之间的载荷传递通常由一组配装件确保，该配装件包括前部配装件、后部配装件和中间配装件，特别地，中间配装件旨在反作用于发动机所产生的推力载荷。常规地，这些配装件竖向插入翼盒与附接吊架的主结构件之间。

近来的发动机具有越来越大的直径。特别地，对于诸如喷气发动机的涡轮风扇发动机，其所需的高旁通比导致其具有特别大的体积，因为旁通比的增加不可避免地导致发动机直径的增加，并且更特别地，导致其风扇外壳的直径的增加。

因此，由于使所确定的离地间隙保持为从安全的角度来讲是可接受的，使得机翼和发动机之间的剩余空间被证明是越来越有限的。因此，很难将附接吊架和各种机翼配装件安装至通常用于这种安装的剩余的竖向空间中。考虑到通过的载荷也很高并且需要适当尺寸的翼盒，主结构件和配装件这两个元件的连接就更加困难。特别地，配装件必须具有足够的尺寸以提供能够承受从发动机到机翼的载荷传递、在应力下形变较小以便不损害推进系统的空气动力学性能的机械强度。

在现有技术中，已经提出了多种解决方案，用于使发动机尽可能的靠近悬挂该发动机的机翼元件，特别地，在尽管发动机尺寸增加的情况下致力于保持所需的地面间隙。特别地，可以在机翼的前缘区域中至少部分地安装一些配装件。然而，这些配装件所承受的高载荷意味着必须相应地确定这些配装件的尺寸，特别是在纵向方向上，因此，在前缘区域中通常用于容纳系统和设备的空间是有限的。

因此，需要对现有设计进行优化，以便减小将翼盒连接至吊架盒的配装件的体积。

发明内容

为了满足这种需求，本发明的目的在于用于飞行器的组件，该组件包括:

飞行器机翼，该机翼包括翼盒，该翼盒部分地由前翼梁、上部吸力面蒙皮和下部压力面蒙皮形成；

发动机附接吊架，该吊架布置在机翼下方、包括呈吊架盒状的主结构件，该吊架盒具有至少部分地在翼盒下方延伸的上翼梁，以及

用于将附接吊架的主结构件固定至翼盒的装置。

根据本发明，所述固定装置包括两个侧向前部配装件，这些配装件中的每一者包括：

第一连接部分，该第一连接部分固定至所述前翼梁；

第二连接部分，该第二连接部分固定至附接吊架的主结构件；

至少一个固定构件，该至少一个固定构件连结第一连接部分和第二连接部分，通过大体平行于前翼梁定向的第一销系统而将所述至少一个固定构件铰接至第一连接部分。

通过所提出的布置，并且特别是第一销系统的特定取向，固定构件可以尽可能地靠近前翼梁移动。因此，固定至该前翼梁的第一连接部分在纵向方向上可以更紧凑。

此外，第一连接部分的厚度的减小使得能够减小引入至翼盒的前翼梁中的载荷的偏移。因此，连接件不再要求特定的尺寸来承受悬臂效应——如已知的那样，悬臂效应很可能将弯矩引入至连接件和前翼梁中，这有助于更进一步减小该连接件的厚度。

有利地，实现这些体积减小使得能够在侧向前部配装件的前方提供较大的体积以用于在机翼的前缘区域中安装常规的系统和设备。

本发明优选地提供以下可选特征中的至少一者：这些特征可以单独采用或组合采用。

所述至少一个固定构件通过第二销系统而铰接至第二连接部分，该第二销系统定向成大体正交于前翼梁。

每个固定构件布置成大体平行于组件的竖向方向。

每个第一连接部分都是支架形式的连接件，所述支架同时固定至前翼梁和上部吸力面蒙皮，呈支架形式的所述连接件完全布置在机翼前缘区域中。

两个第二连接部分与吊架盒的内部侧向加强肋制成为一件，所述两个第二连接部分从吊架盒向外突出并且优选地部分穿入机翼的前缘区域中。

固定装置还包括中间前部配装件，该中间前部配装件构造成反作用于在组件的横向方向上和在纵向方向上所施加的载荷，所述中间前部配装件优选地包括剪切销。

每个第一连接部分包括两个侧翼部，所述两个侧翼部承载所述第一销系统，并且在两个侧翼部之间布置相关联的所述至少一个固定构件，所述侧翼部被构造成：在所述中间前部配装件发生故障时，防止所述至少一个固定构件在第一销系统的方向上平移移动。

该组件包括布置在机翼的前缘区域中、侧向前部配装件的前方的至少一个系统和/或设备部件。

每个侧向前部配装件设计成允许反作用于在组件的竖向方向上施加的载荷。

所述固定装置还包括后配装件，该后配装件固定至所述吊架盒的后部闭合肋，并且所述后配装件优选地设计成允许反作用于在组件的竖向方向上和在组件的横向方向上施加的载荷。

所述固定装置形成静定的载荷反作用系统。

最后，本发明的另一主题是包括至少一个这样的组件的飞行器。

通过以下非限制性详细描述，本发明的其它优点和特征将变得明显。

附图说明

将参照附图进行描述，其中：

-图1为示出根据本发明的包括组件的飞行器的侧视图；

-图2为图1中承载发动机的组件的放大侧视图；

-图3为图2中所示的组件的一部分的立体图；

-图4为图3中所示的组件沿剖面线IV-IV的截面图；

-图5为前述视图中的组件的在正交于单个机翼连接件的方向上的视图。

具体实施方式

图1示出了包括机身3的飞行器100，其中，两个机翼2(图1中仅可见一个机翼)固定至机身3，每个机翼都是根据本发明的组件1的组成部分。组件1承载诸如具有超高旁通比(UHBR)的喷气发动机的双筒涡轮风扇发动机10。组件1不仅包括机翼2，而且还包括用于附接发动机10的吊架4，吊架4插入在机翼2和该发动机之间。

在以下描述中，按照惯例，X方向对应于组件1的纵向方向，该纵向方向也相当于发动机10的纵向方向，X方向平行于发动机的纵向轴线。此外，Y方向对应于横向于组件1定向的方向，也相当于发动机的横向方向。最后，Z方向对应于竖向方向或高度方向，这三个方向X、Y和Z相互正交。因此，发动机10沿Z方向悬挂在组件1下方。

此外，术语“前”和“后”应相对于由于发动机10施加的推力而导致的飞机向前运动的方向来考虑，该方向由箭头7示意性地示出。

图2现在示出了组件1、组件1的纵向轴线12和悬挂在组件1下方的发动机10。该组件1的机翼2具有常规设计，其特征在于机翼2具有在机翼的翼展方向上延伸的翼盒14。翼盒14由前翼梁16、后翼梁或中间翼梁17、上部吸力面蒙皮20和下部压力面蒙皮22形成。优选地，两个翼梁16、17大体平行、在翼展方向上延伸并且在翼弦方向上彼此间隔开。大体纵向的内部加强肋(未示出)可以被容纳在翼盒14内并且通过铆钉、螺栓或类似元件而固定至四个盒元件16、17、20、22中的每一者。此外，在翼盒14的前方，机翼2具有整流罩26，该整流罩26形成机翼的前缘并且与前翼梁16限定前缘区域25。

组件1的另一元件——附接吊架4——包括呈盒状形式的主结构件28。该吊架4的具有在承载空气动力整流罩的同时分离和保持系统的副结构件类型的其他构成元件(未示出)是与现有技术中所遇到的元件相似的常规元件。因此，将不对这些常规元件进行详细描述。

主结构件28或刚性结构件允许发动机10所带来的静态载荷和动态载荷被传递到翼盒14。由该主结构件28形成的盒在X方向上沿该主结构件的整个长度延伸。其具有常规的设计，因为其向上被上翼梁30界定、向下被下翼梁32界定、并且侧向被侧面板34界定。如图2中可见，上翼梁30至少部分位于翼盒14下方。在这方面，应注意的是，上述元件30、32、34中的每一者可以被制成一件，或通过组装多个单独部件而被制成。另外，一个部件且同一部件可以形成这些元件30、32、34中的若干个元件的全部或部分。

吊架盒28配备有侧向加强肋，其中一些侧向加强肋大体布置在平面YZ中并且沿X方向分布。它们是内部侧向肋36、闭合吊架盒28后部的侧向加强肋36b——称为后部闭合肋、以及闭合盒的前部的侧向加强肋36a——称为前部闭合肋。肋36、36a、36b将盒的外部元件30、32、34连接在一起。本发明具体限定的另一侧向加强肋36c存在于吊架盒内部。这种肋36c是两个侧向前部配装件42的组成部分，并且该肋36c将这些机翼配装件42机械连结至将在下文描述的发动机后部配装件。肋36c可以像其他内部肋36一样在平面YZ中延伸，但是优选地，肋36c在大体平行于前翼梁16所在的平面的平面P’中延伸，并且更具体地，肋36c在前翼梁的前表面限定的平面中延伸。

吊架盒28具有整体形状为正方形、矩形或平行四边形的横截面YZ。横截面在X方向上变化但是沿吊架盒28整体长度方向仍然具有恒定形状，从而允许在吊架盒内更好地排出载荷。换句话说，沿吊架盒28的横截面不会突然改变形状。优选地，在从盒的中间部分向前延伸和向后延伸的情况下，横截面会逐渐变窄。用于吊架盒的一部分的肋36c位于该中间部分，或者位于中间部分的后面。

发动机10以常规方式固定至吊架盒28，现在将对此进行简要描述。提供发动机前部配装件9a以将前部闭合肋36a连接至发动机的风扇外壳11或连接至中间外壳的外壳环11’。还提供与外壳13连接的发动机后部配装件9b，发动机气体经由外壳13喷射至吊架盒28的底部部分。优选地，将发动机后部配装件9b的本体固定至下翼梁32并且靠近内部的侧向加强肋36c的底部端部，从而促进发动机和机翼之间更直接的载荷路径。此外，两个发动机配装件9a、9b通过两个常规的连杆9c形成互补用以反作用于推力载荷，该连杆9c将中间外壳的基座15连接至发动机后部配装件9b的本体。

这些发动机配装件9a、9b、9c以本领域技术人员已知的常规方式被生产。它们共同形成静定的或将近静定的载荷反作用系统，就像本发明中具体限定的用于将吊架盒28固定至翼盒14的装置那样，并且现在将参照图2至图5进行描述。

在本文中，这些固定装置由两个侧向前部配装件42，后部配装件44和中间前部配装件43形成。

两个侧向前部配装件42具有相同或相似的设计，并且相对于上述平面P'大体对称地布置、相对于组件1的中间平面XZ倾斜，中间平面XZ在图3中标记为“P”。因此，现在将仅描述两个侧向前部配装件42中的一者。

侧向前部配装件42设计成用以反作用于在Z方向上的载荷，首先，侧向前部配装件42具有第一连接部分46。优选地，第一连接部分46由支架形式的连接件形成，该支架包括固定并压靠至前翼梁16的第一底面46a和固定并压靠至吸力面蒙皮20的第二底面46b。优选地，第一底面46a大体平行于平面P'。借助于与诸如螺栓、铆钉或类似元件类型的常规装置相对应的固定装置50a来实施固定。

连接件46制成为一件并且完全布置在前缘区域25中。连接件46还具有大体正交于前翼梁16布置的两个侧翼部80。如下文详细描述的，这些侧翼部80用作在两个底面46a、46b之间的夹角处的加强肋并且还用作止挡件。

连接件46在前翼梁16的很大一部分高度上延伸，或甚至在前翼梁16的整体上延伸，以便减小每个固定元件50a处的载荷。

侧向前部配装件42还包括第二连接部分52，该第二连接部分52为制成为一件的肋36c的组成部分。第二连接部分52采用吊耳的形式，或采用堆叠和/或间隔开的若干个吊耳的形式，以便在发生故障的情况下确保安全功能，这样的功能通常被称为失效保护。在所描绘的实施方式中，存在彼此间隔开的三个吊耳52。每个吊耳52从吊架盒28侧向且向上地突出成使得所述吊耳的端部部分被容纳在前缘区域25中。

为了连结两个部分46、52，侧向前部配装件42包括卸扣54形式的至少一个固定构件。在此处，仅一个卸扣54设置有双底部端部从而确保失效保护功能。

卸扣54大体平行于Z方向延伸。卸扣54具有通过第一销系统56铰接至连接件46的吊耳的顶部端部，该第一销系统56具有定向成大体平行于前翼梁16的特定特征。这使得能够将第一销系统56尽可能地移动靠近前翼梁。连接件的侧翼部80承载第一销系统56，因此连接件56在X方向上可以更紧凑。

此外，连接件46的厚度的减小使得能够减小引入至前翼梁16中的载荷的偏移。因此，连接件不再要求特定的尺寸来承受悬臂效应——如已知的那样，悬臂效应很可能将弯矩引入至连接件和前翼梁16中，这有助于更进一步减小该连接件的厚度。

这些措施旨在对准在大体平行于平面P’的连续平面中的构成前部配装件42的所有元件。这些措施确保在X方向上的紧凑设计，使得能够在前缘区域25中的侧向前部配装件42的前方提供较大的体积以用于安装系统和设备72，在图2中示意性示出系统和设备72中的一者。这些系统和设备可以是比如除冰元件、燃料导管、液压控制线路或前缘的移动式襟翼致动构件。

最后，应注意的是，由于在前缘区域25中所安装的侧向前部配装件42，组件1的整体尺寸在Z方向上减小。这允许该组件1在Z方向上限定足够高的吊架盒28，以便支承具有较大直径的发动机，同时保持令人满意的离地间隙。

此外，通过第二销系统58将卸扣54的底部端部铰接至吊耳52，第二销系统58大体正交于前翼梁16的平面P’而定向。因此，该第二销系统58相对于第一销系统56以90°倾斜。

由上文明显可见，两个侧向前部配装件42的吊耳52由内部肋36c形成的单一部件制成。肋36c具有固定至吊架盒的下翼梁32的下底面60、以及分别固定至两个相反的侧面板34的两个相反的下侧面59。吊耳52位于两个相反的下侧面59的延续部分中。最后，肋36c包括在吊架盒28内部固定至上翼梁30的上底面61。因此，两个侧向配装件42通过彼此共享的内部肋36c而紧密配合，从而允许反作用于与围绕X方向施加的扭矩相关联的载荷。

可替代地，吊耳52可以独立于肋36c制成，并且在吊架盒28的上边缘拐角处附接至吊架盒28外部。在这种情况下，吊耳52同样分别位于肋36c的两个相反的下侧面59的延续部分中并且与肋36c的两个相反的下侧面59对准，该肋36c像其他肋36一样位于吊架盒28内部。

中间前部配装件43包括在图5中图示的剪切销74，该剪切销定向在Z方向上并固定至附接至吊架盒的连接件并与肋36c成直线。剪切销74与附接至压力面蒙皮22下方的连接件76配合。

中间前部配装件43优选地布置在与两个侧向前部配装件42相同的一个横向平面中、设计成用以反作用于已知在Y方向和X方向上施加的剪切载荷。这种反作用在接近由下部压力面蒙皮限定的平面的位置或在由下部压力面蒙皮限定的平面中发生。在这种配装件43发生故障的情况下，通过卸扣54和连接件42，两个侧向前部配装件42可以反作用于在Y方向上的载荷。特别地，每个卸扣54的顶端以滑动方式安装在其销系统56上并且布置在支承该系统的连接件46的两个侧翼部80之间。在卸扣54和与卸扣54相关联的两个侧翼部80中的每一个侧翼部80之间、在翼展方向上仅保持小的间隙。因此，在中间前部配装件43发生故障的情况下，侧翼部80构造成能够防止卸扣54在翼展方向上的平移移动。防止所述平移移动因此可以确保关于反作用于Y方向上的载荷的失效保护功能。

最后，后部配装件44具有常规的设计，其设置有与吊架盒28的后部闭合肋36b配合的三角形卸扣82。该三角形卸扣被设计成反作用于在Y方向和Z方向上的载荷，从而允许配装件42、43、44形成静定的或几乎静定的载荷反作用系统。

当然，本领域技术人员可以对本发明进行各种修改，本发明仅通过非限制性示例被描述，本发明的范围由所附权利要求限定。

Claims (12)

1.一种用于飞行器的组件(1)，所述组件包括：

飞行器机翼(2)，所述机翼包括翼盒(14)，所述翼盒部分地由前翼梁、上部吸力面蒙皮(20)和下部压力面蒙皮(22)形成；

发动机附接吊架(4)，所述吊架布置在所述机翼(2)下方并且包括呈吊架盒(28)形式的主结构件，所述吊架盒具有上翼梁(30)，所述上翼梁至少部分地在所述翼盒(14)下方延伸，以及

固定装置(42、43、44)，所述固定装置用于将所述附接吊架的主结构件(28)固定至所述翼盒(14)，

其中，所述固定装置包括两个侧向前部配装件(42)，所述侧向前部配装件中的每一者包括：

第一连接部分(46)，所述第一部分固定至所述前翼梁(16)；

第二连接部分(52)，所述第二连接部分固定至所述附接吊架的主结构件(28)；

至少一个固定构件(54)，所述至少一个固定构件连结所述第一连接部分和所述第二连接部分(46、52)，所述至少一个固定构件(54)通过第一销系统(56)铰接至所述第一连接部分(46)，所述第一销系统定向为大体平行于所述前翼梁(16)。

2.根据权利要求1所述的组件，其中，所述至少一个固定构件(54)通过所述第二销系统(58)铰接至所述第二连接部分(52)，所述第二销系统(58)定向为大体正交于所述前翼梁(16)。

3.根据权利要求1或权利要求2所述的组件，其中，每个所述固定构件(54)布置成大体平行于所述组件的竖向方向(Z)。

4.根据前述权利要求中的任一项所述的组件，其中，每个所述第一连接部分(46)都是呈支架形式的连接器，所述支架同时固定至所述前翼梁(16)和所述上部真空面蒙皮(20)，并且呈所述支架形式的所述连接件完全布置在所述机翼的前缘区域(25)中。

5.根据前述权利要求中的任一项所述的组件，其中，两个所述第二连接部分(52)与所述吊架盒(28)的内部横向加强肋(36c)成一件式形成，两个所述第二连接部分(52)从所述吊架盒向外突出，并且优选地部分穿入所述机翼的所述前缘区域(25)中。

6.根据前述权利要求中的任一项所述的组件，其中，所述固定装置还包括中间前部配装件(43)，所述中间前部配装件(43)构造成反作用于在所述组件的横向方向(Y)上和纵向方向(X)上施加的载荷，所述中间前部配装件(43)优选地包括剪切销(74)。

7.根据前述权利要求所述的组件，其中，每个所述第一连接部分(46)包括两个侧翼部(80)，所述侧翼部(80)承载所述第一销系统(56)并且在两个所述侧翼部之间布置相关联的所述至少一个固定构件(54)，所述侧翼部构造成：在所述中间前部配装件(43)出现故障时，防止所述至少一个固定构件(54)在所述第一销系统(56)的方向上平移移动。

8.根据前述权利要求中的任一项所述的组件，所述组件包括至少一个系统和/或设备部件(72)，所述系统和/或设备部件布置在所述机翼的所述前缘区域(25)中、位于所述侧向前部配装件(42)的前方。

9.根据前述权利要求中的任一项所述的组件，其中，每个所述侧向前部配装件(42)设计成允许反作用于在所述组件的所述竖向方向(Z)上施加的载荷。

10.根据前述权利要求中的任一项所述的组件，其中，所述固定装置还包括后部配装件(44)，所述后部配装件固定至所述吊架盒(28)的后部闭合肋(36b)，并且其中，所述后部配装件(44)优选地被设计成允许反作用于在所述组件的所述竖向方向(Z)上和在所述组件的所述横向方向(Y)上施加的载荷。

11.根据前述权利要求中的任一项所述的组件，其中，所述固定装置形成静定的载荷反作用系统。

12.一种飞行器(100)，所述飞行器包括至少一个根据前述权利要求中的任一项所述的组件(1)。