CN115675887A - 具有喷气式发动机、挂架和用于将喷气式发动机附接到挂架的装置的飞行器推进组件 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种推进组件(100)，其具有：带有中心壳体(112)的喷气式发动机(102)、具有刚性结构(106)的附接挂架(104)、前发动机附接件(152)和用于对推力进行反作用的装置(156)。前发动机附接件(152)具有在中间平面(P)的任一侧上的前杆(152a－b)，前杆经由连接点分别铰接到刚性结构(106)和中心壳体(112)，反作用装置(156)具有两个中心杆(158)、与刚性结构(106)成一体的两个第一配件(204)和与中心壳体(112)成一体的两个第二配件(206)，其中，两个第一配件(204)彼此独立，并且其中，每个中心杆(158)铰接在第一配件(204)与第二配件(206)之间。在这种布置下，在不同平面对力成对地进行反作用。

Description

具有喷气式发动机、挂架和用于将喷气式发动机附接到挂架 的装置的飞行器推进组件

技术领域

本发明涉及将喷气发动机附接在飞行器机翼下方的一般领域。本发明尤其涉及一种推进组件，该推进组件包括特别是涡轮风扇发动机的喷气发动机、挂架以及拟将喷气发动机附接到挂架下方的附接装置。本发明还涉及一种配备有这样的推进组件的飞行器。

背景技术

现有技术的推进组件紧固在飞行器机翼下方，飞行器具有喷气发动机和附接挂架，喷气发动机经由该挂架紧固在机翼下方。通常，附接挂架具有也称为主结构的刚性结构，以承载拟附接喷气式发动机的第一紧固元件。

这些第一紧固元件由前发动机附接件、后发动机附接件和用于对喷气式发动机所产生的推力进行反作用的装置形成。

附接挂架还具有允许将附接挂架紧固到机翼的第二紧固元件。

喷气式发动机具有处于前部的围绕环形风扇管道的风扇壳体，以及朝向后部的封围喷气式发动机的核心的尺寸较小的中心壳体。

前发动机附接件插设在刚性结构的前端与中心壳体的前上部之间，而后发动机附接件插设在刚性结构与中心壳体的后上部之间。用于对喷气式发动机所产生的推力进行反作用的装置包括设置在喷气式发动机的中间竖直平面两侧的两根杆，并且其一方面铰接在中心壳体上，另一方面铰接在紧固到刚性结构的单个吊具上。用于对两根杆和吊具所形成的推力进行反作用的装置设计成对喷气式发动机的沿纵向方向X定向的所有或大部分力进行反作用。

前发动机附接件具有在挂架任一侧上的杆，每根杆通过其一端以铰接方式而紧固到挂架，并通过其另一端以铰接方式而紧固到中心壳体。其中的一根杆经由两个连接点紧固到挂架，并经由一个连接点紧固到中心壳体，第二杆经由一个连接点紧固到挂架，并经由一个连接点紧固到中心壳体。

前发动机附接件使得能够对沿方向Y和Z定向的一些力和扭矩Mx进行反作用。后发动机附接件还使得能够对沿方向Y和Z定向的一些力进行反作用。

尽管这种结构令人满意，但期望找到一种允许不同的对力的反作用的布置，特别是在前发动机附接件和推力反作用装置处。

发明内容

本发明的目的是提出一种推进组件，该推进组件包括喷气式发动机、挂架和拟将喷气式发动机附接在挂架下方的附接装置，并允许对力的反作用进行不同的重分配。

为此，提出了一种用于飞行器的推进组件，所述推进组件具有：

－喷气式发动机，该喷气式发动机具有围绕纵向轴线的中心壳体，并具有穿过纵向轴线的竖直中间平面；

－附接挂架，该附接挂架采用具有下壁、上壁、两个侧向壁和前壁的箱的形式的刚性结构；

－前发动机附接件；

－后发动机附接件，该后发动机附接件插设在刚性结构的中间区域与中心壳体的后上部之间；以及

－用于对喷气式发动机所产生的推力进行反作用的装置；

其中，前发动机附接件具有在中间平面的任一侧上的前杆，每个前杆经由连接点以铰接方式紧固到刚性结构的前端，并经由连接点紧固到与中心壳体的上部成一体的前配件；以及

其中，用于对喷气式发动机的推力进行反作用的装置具有布置在中间平面的两侧的两个中心杆，对于每个中心杆，有与刚性结构成一体的第一配件和与中心壳体的前部成一体的第二配件，其中，两个第一配件彼此独立，其中，每个中心杆经由其一端以铰接方式紧固到第一配件，并经由其另一端紧固到第二配件，并且其中，后发动机附接件具有后杆，该后杆经由两个连接点以铰接方式紧固到与中心壳体成一体的后配件，并经由一个连接点紧固到与刚性结构成整体的上配件；

推进组件的特征在于，每个第一配件紧固到刚性结构的侧向壁之一。

在这种布置下，在不同平面对力成对地进行反作用。

本发明还提出了一种飞行器，该飞行器具有机翼和根据上述变型的推进组件，推进组件的刚性结构紧固在机翼下方。

附图说明

通过阅读以下对一个示例性实施例的描述，本发明的上述特征及其他特征将变得更加清楚，所述描述参考附图给出，附图中：

图1示出了根据本发明的飞行器的侧视图；

图2是根据本发明的推进组件的立体图；以及

图3是图2中的前发动机附接件的放大图。

具体实施方式

图1示出了飞行器50，其机翼52下方安装有推进组件100，推进组件100具有喷气式发动机102和附接挂架104。

按照惯例，X表示喷气式发动机102的纵向方向，该方向X平行于该喷气式发动机102的纵向轴线。此外，Y表示喷气式发动机102的横向方向，当飞行器在地面上时，该方向是水平的，而Z表示飞行器在地面上时的竖直方向或竖直高度，这三个方向X、Y和Z相互正交。

此外，术语“前”和“后”应相对于当喷气式发动机102运行时飞行器的向前运动的方向来考虑，该方向由箭头107示意性示出。

图2示出了推进组件100，其具有喷气式发动机102和附接挂架104，喷气式发动机102经由该附接挂架紧固到机翼52。本文通过附接挂架的也称为主结构的刚性结构106示出了附接挂架104，该刚性结构承载拟附接喷气式发动机102的第一紧固元件150。刚性结构106沿纵向方向X在前端与后端之间延伸，在前端与后端之间有中间区域。

在图2所示的本发明实施例中，刚性结构106采用箱的形式，其具有下壁106a、上壁106b、两个侧向壁106c和前壁106d。

这些第一紧固元件由前发动机附接件152、后发动机附接件154和用于对喷气式发动机102所产生的推力进行反作用的反作用装置156形成。

附接挂架104还具有第二紧固元件，其允许附接挂架104，尤其是刚性结构106紧固到机翼52。图中未示出第二紧固元件，因为它们在本发明的边界之外，并且可以采用本领域技术人员已知的任何形式。

喷气式发动机102具有风扇壳体和中心壳体112，风扇壳体处于前部并围绕环形风扇管道(此处也未示出)，中心壳体尺寸更小，其处于风扇壳体内并朝向风扇壳体后部，绕纵向轴线包封喷气式发动机102的核心。

前发动机附接件152经由与中心壳体112的前上部成一体的前配件153而直接插设到刚性结构106的前端、在该情况下是前壁106d与中心壳体112的前上部之间，所述上部处于穿过喷气式发动机102的纵向轴线的喷气发动机102的竖直中间平面XZ，以下称该竖直中间平面为中间平面P。

附接挂架104大致相对于中间平面P对称。

后发动机附接件154直接插设到刚性结构106的中间区域、在此情况下为下壁106a以及与中心壳体112的后上部成一体的后配件155之间。

反作用装置156包括布置在中间平面P两侧的两个中心杆158，其一方面在前部铰接在中心壳体112的前部分上，另一方面在后部铰接在前端与中间区域之间的刚性结构106上。

前发动机附接件152具有处于中间平面P任一侧上的前杆152a－b，每个前杆152a－b经由其一端以铰接方式紧固到刚性结构106的前端，在该情况下是前壁106d，并经由其另一端以铰接方式紧固到前配件153。

在本发明实施例中，每个前杆152a－b是带有两个紧固点的杆，并经由单个连接点紧固到刚性结构106，并经由单个连接点紧固到前配件153。

在此示出的本发明实施例中，对于每个前杆152a－b，连接到刚性结构106和前配件153的每个连接点由阴夹头件、阳夹头件和剪切销组成，阴夹头件分别产生在前杆152a－b中和前配件153中，阳夹头件分别由刚性结构106和前杆152a－b产生，剪切销例如是穿过阴夹头件并经由球形接头装配在阳夹头件中的单个剪切销。

由于每个前杆152a－b的端部存在单个连接点，每个前杆152a－b使得能够沿所述前杆152a－b对力进行反作用，该力在垂直于纵向方向X并包含前杆152a－b的四个连接点的前平面中具有沿Y方向和Z方向的分力。前配件153和前杆152a－b限定主要力路径。

这种布置还可以防止在前平面处出现力矩Mx，从而使得能够具有更轻、更便宜的元件。

沿前杆152a的力的方向由线160a示出，而沿前杆152b的力的方向由线160b示出，这两条直线处于前平面中，并在交点处汇聚。

出于安全原因，前发动机附接件152具有居中设置在中间平面P上的附加连接点202，并在刚性结构106与前配件153之间设置附加连接。附加连接点202采用备用安全紧固点(或“等待故障－安全”)的形式，其补偿主要力路径的故障，即前杆152a－b中的至少一个的故障。

备用安全紧固点202由例如阴夹头件、阳夹头件和销组成，阴夹头件产生在前配件153中，阳夹头件由刚性结构106的前壁106d产生，销装配在所述阴夹头件中并通过孔穿过阳夹头件，该孔为此目的而设置，并且其直径大于销的直径。因此，在正常操作中，销与刚性结构106的前壁106d之间没有接触，并且在前杆152a－b中的一个断裂的情况下，中心壳体112将移动，然后销将与刚性结构106的前壁106d接触。

后发动机附接件154具有后杆157，该后杆以铰接方式紧固到后配件155和上配件159，该上配件与刚性结构106成一体，在该情况下与下壁106a成一体。

在本发明的实施例中，后杆157是带有三个紧固点的杆，经由一个连接点紧固到上配件159，并经由两个连接点紧固到后配件155。

在此示出的本发明实施例中，后杆157到上配件159和到后配件155的每个连接点由阴夹头件、阳夹头件和剪切销组成，阴夹头件产生在配件155和159中，阳夹头件由后杆157组成，剪切销例如是穿过阴夹头件并经由球形接头在后杆157的为此目的而设置的孔中装配在阳夹头件中的单个剪切销。对于备用安全紧固点202，剪切销较佳地是双销。

后杆157使得能够在垂直于纵向方向X并包括后杆157的三个连接点的后平面中沿Z方向和沿Y方向对力进行反作用。

分别穿过前杆152a－b的两条轴线160a－b的交点和后杆157与上配件159的连接点的中心的线162是摆动线(swing line)。

对于每个中心杆158，反作用装置156具有与刚性结构106成一体的第一配件204和与中心壳体112成一体的第二配件206。

两个第一配件204彼此独立，每个第一配件204在刚性结构106的一侧上紧固到侧向壁106c之一。

每个中心杆158经由其一端以铰接方式紧固到第一配件204，并经由其另一端以铰接方式紧固到第二配件206。因此，每个中心杆158经由连接点紧固到第一配件204，并经由连接点紧固到第二配件206。

在此示出的本发明实施例中，中心杆158到配件204和206的每个连接点由阴夹头件、阳夹头件和剪切销组成，阴夹头件各自产生在配件204和206中，阳夹头件由中心杆158在其每个端部处产生，剪切销例如是穿过阴夹头件并经由球形接头在中心杆158的为此目的而设置的孔中装配在阳夹头件中的单个剪切销。

由于第一配件204的分离，每个中心杆158使得能够沿中心杆158对力进行反作用，该力在垂直于纵向方向X并包括中心杆158至第一配件204的两个连接点的中心平面中具有沿X、Y、Z方向的分量。

在每个前平面、后平面和中心平面处，第一紧固元件150使得能够在每个平面处对两个力进行反作用，由此允许更好地分配载荷。

力矩Mx由两个中心杆158中的力和处于前平面和后平面的摆动线162上的Y方向上的力进行补偿。

力矩My由处于三个平面的Z方向上的力和沿两个中心杆158的X方向上的力进行补偿。

力矩Mz由前发动机附接件152的前平面YZ和中间竖直平面XZ的Y方向上的力和沿两个中心杆158的X方向上的力进行补偿。

Claims (2)

1.用于飞行器(50)的推进组件(100)，所述推进组件(100)具有：

－喷气式发动机(102)，所述喷气式发动机具有围绕纵向轴线的中心壳体(112)，并具有穿过所述纵向轴线的竖直中间平面(P)；

－附接挂架(104)，所述附接挂架具有采用箱的形式的刚性结构(106)，所述箱具有下壁(106a)、上壁(106b)、两个侧向壁(106c)和前壁(106d)；

－前发动机附接件(152)；

－后发动机附接件(154)，所述后发动机附接件插设在所述刚性结构(106)的中间区域与所述中心壳体(112)的后上部之间；以及

－用于对所述喷气式发动机(102)所产生的推力进行反作用的装置(156)；

其中，所述前发动机附接件(152)具有在中间平面(P)的任一侧上的前杆(152a－b)，每个前杆(152a－b)经由连接点以铰接方式紧固到所述刚性结构(106)的前端，并经由连接点紧固到与所述中心壳体(112)的上部成一体的前配件(153)；以及

其中，用于对所述喷气式发动机的推力进行反作用的装置(156)具有布置在所述中间平面(P)的两侧的两个中心杆(158)，且具有对于每个中心杆(158)的与所述刚性结构(106)成一体的第一配件(204)和与所述中心壳体(112)的前部成一体的第二配件(206)，其中，两个第一配件(204)彼此独立，其中，每个中心杆(158)经由其一端以铰接方式紧固到所述第一配件(204)并经由其另一端紧固到所述第二配件(206)，并且其中，所述后发动机附接件(154)具有后杆(157)，所述后杆经由两个连接点以铰接方式紧固到与所述中心壳体(112)成一体的后配件(155)并经由一个连接点紧固到与所述刚性结构(106)成一体的上配件(159)；

所述推进组件(100)的特征在于，每个第一配件(204)紧固到所述刚性结构(106)的侧向壁(106c)之一。

2.飞行器(50)，所述飞行器具有机翼(52)和根据前一权利要求所述的推进组件(100)，所述推进组件(100)的刚性结构(106)紧固在所述机翼(52)下方。

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