专利名称：将飞机发动机安装在发动机挂架的刚性结构上的方法
技术领域：
本发明总体涉及将飞机发动机安装在用以固定这个发动机的挂架的刚性结构上的方法，该挂架也称为"EMS"(发动机机架结构)， 使得可以实现例如在飞机机翼下方悬挂涡轮发动机，或者在这个相 同的机翼上方安装这个涡轮发动机。值得注意，本发明可以应用于任何类型的配备有例如涡轮喷气 发动机或涡轮螺旋发动机的飞机。
背景技术：
这种发动才几挂架纟皮i殳置成用于构成在发动4几诸如涡4仑喷气发 动机与飞机机翼之间的连接界面。发动机挂架使得由它的相关涡轮 喷气发动才几产生的载荷(effort,力)可以被传递到飞机机身，并且 还提供用于发动机与飞机之间的燃料、电气和液压系统，以及空气的路径。为了确保载荷的传递，发动机挂架包括刚性结构，通常为"箱 体(caisson,盒体)"型，也就是由通过横向翼肋连接在一起的上 翼梁和下翼梁组件以及两个侧面板形成，这个箱体分别通过前封闭 翼肋以及后封闭翼肋向前封闭和向后封闭。另夕卜，挂架配备有位于涡轮喷气发动机与发动机挂架的刚性结 构之间的发动才几安装系统，这个系统总体包4舌至少两个发动才几附 件，通常是一个前附件和一个后附件。此夕卜，安装系统包括用于传递由涡4仑喷气发动4几生成的推力的 装置。在现有寺支术中，这个装置例如是两个侧部连4干(bielle)的形soufflante)的后部，其次连4妻至固定在发动才几壳体上的后发动才几附件。类似地，发动才几挂架还包括位于这个挂架的刚性结构与飞枳4几 翼之间的第二安装系统，这个第二安装系统通常包括两个或三个附件。最后，发动机挂架具有用以在支撑气动整流罩的同时分离并保 持不同系统的辅助结构。在现有技术的实施例中，发动才几安装系统包括前附件，因为它 将会被固定地连接至发动机风机壳体，所以前附件被称为风机附 件，前附件包括具有水平接触表面的附件主体，其中水平接触表面 对着刚性结构的水平接触表面放置，这些接触表面也被称为固定表 面。因此，由这两个表面形成的水平固定界面沿着^皮发动机挂架的 纟从向和一黄向方向限定的平面延伸，并且如果爿夺发动才几悬4圭在飞枳4几 翼的下面，这个水平固定界面就大体上位于箱体的下翼梁的外表面 处。前发动机附件的附件主体一般固定在箱体的下翼梁，并被设置 在它的下方。类似地，后附件通常包4舌也具有对着刚性结构的水平4妄触表面 ;改置的水平接触表面的附件主体。利用所述布置，用于将发动才几安装在刚性结构上的方法一般通过如下方式实施将发动机垂直向上提升，直到接触表面彼此相对 的放置，随后将固定元件安装在附件主体与刚性结构之间。然而，人们已经注意到，这个方法步艰《导致了某些安装困难， 尤其是在对于操纵固定元件的可到达性方面，其中，固定元件旨在 确保具有水平接触表面的附件主体的组装。发明内容因此，本发明的目的是4是供一种将飞才几发动4几安装在发动才几挂 架的刚性结构上的方法，此方法克力良了与现有纟支术的实施方式相关 的上述缺点。为了实现这一 目的，因此，本发明的主题是将飞机发动机安装 在这个发动机的挂架的刚性结构上的方法，这个方法包括将预先安上的固定步骤，这个附件主体^皮i殳计成对着向前定向的刚性结构的 接触表面》文置，并且通过至少一个穿过分别在附件主体和刚性结构 中形成的第 一主孔口和第二主孔口的剪切销固定在这个刚性结构 上。将附件主体固定到刚性结构上的固定步骤包括如下相继的才喿 作一为了4吏第一主孑L口与第二主孑L口相只于(en regard,相面3于) 设置，相对于发动机挂架预定位发动机；以及-卄夺配备有凸出的定心头部的销4翁入并穿过所述两个相乂十的 主孔口 ，以-使这个配备有凸出的定心头部且容纳在所述两个主孔口 中的销形成剪切销。因此，本发明的显著特征在于，它使用具有朝前定向的4妻触表 面的刚性结构，与在现有技术中遇到的实施例不同，在现有技术的 实施例中在刚性结构上^殳置的并且用于接收发动才几附件的附件主 体的接触表面水平地且朝下定向。结果，这个接触表面可以例如基本垂直地定向，即，在由发动 才几挂架的一黄向方向和垂直方向限定的平面中定向，或者相乂于于垂直 方向略纟敬倾斜地定向，同时优选地保持与横向方向平行，由于这个 接触表面的特殊布置，因此有利地提高了用于操作旨在确保将附件 主体组装到刚性结构上的固定元件的可到达性，无i仑是在固定前发 动;f几附件的情况中或是在固定后发动才几附件的情况中。在这两种情 况中，附件主体因此分别是前附件主体或后附件主体。通过图示说明，对于前附件的附件主体的固定，有利地将这个主体i殳计成固定到箱体(caisson)形状的刚性结构的前封闭翼肋的 前表面上。因为整个刚性结构相对于固定界面朝向后部定位，因此 操作者享有在这个界面前方的自由空间，这个空间极大地便利了用 以实现附件主体的固定的不同部件的才喿作。进行发动机的预定位操作以使两个主孔口预先定中心，即，在 开始将销插入在这些相同的主孔口中的操作之前粗略地对准它们， 其中被插入的销随后将会形成能够朝向发动机挂架传递发动机载 ^，的剪^刀销。之后，可以进4亍一寻销4翁入(introduction)主孑L口的才喿讦乍，这个 销具有凸出的定心(centrage )头部，在插入销的过程中凸出的定心 头部的作用是逐渐地校准两个主孔口之间的粗略对准(如果证明必 要)，以使得实现这两个孔口的精确对准。显然;也，应该注意，发动才几相^于于刚性结构的予贞定〗立以足够的 精确度进行以使得具有凸出的头部的销随后能够进入第 一主孔口 继而进入第二主孔口 ，或者反之亦可，通过产生渐进的对准校准(导 致发动机与刚性结构之间的相对运动)来实现上述结果，尽管存在 与发动机关联的较大的垂直载荷。最终，应该指出， 一旦销的插入操作完成，这个销将会永久地 ^呆持在两个主孔口中，以形成在附件主体与刚性结构之间的剪切销。因此，本发明的一个特殊方面在于这样的事实优选地为橄斗览 形的凸出的定心头部首先在安装才喿作过程中^皮4吏用以确保几个主 孔口的逐渐对准直到实现精确对准，并且随后，定心头部被-使用以 形成用于在操作发动机时朝向刚性结构传递载荷的剪切销的一部分。优选地，当在附件主体与刚性结构之间4是供几个剪切销时，具 备有凸出的定心头部的销的插入操作被重复与准备设置的剪切销 的数量相同的次数。在这样的情况中，优选地提供这样的方面进行初始的发动枳』预定位:操作以使得所有的第 一主孔口与它们各自关耳关的第二主孔口相对设置。优选地，这个预定位才喿作包括-使发动机靠近发动机挂架以能够将第 一 支撑销插入并穿过 分别在附件主体与刚性结构中形成的第 一副孔口和第二副孔口 ，并 且能够将第二支撑销插入并穿过也分别在附件主体与刚性结构中 形成的第 一副孔口和第二副孔口 ，两个支撑销中的每一个均具有比 关耳关的第 一 副口和第二副孔口的直径小的直径；随后-使发动机降低，直到附件主体的两个第一副孔口的每一个的 上部支撑在它的关联支撑销上为止。因此，这些支撑销(也被称为分度支撑物)的定位确保将发动 才几保持在发动才几相对于发动4几挂架的最终位置的略孩走下方处，这个 位置完全适合于随后将具有定心头部的销插入主孔口中。优选地，在每个具有凸出的定心头部的销一皮;改置在适当的位置 之后，使用合适的拔出器将这些支撑销从副孔口中移除。应该注意， 在上述副孔口之后用于接收所谓的"故障安全"剪切销的优选的、 有利的情况中，在移除支撑销之后，将两个故障安全剪切销插入穿 过这些相同的副孔口 。还是优选地，进4于预定位4喿作，以4吏附件主体相对于刚性结构 的接触表面朝前定位，并且进行插入具有凸出的定心头部的销的操 作，以使这个销在进入它的相关第二主孔口之前，首先被插入它的 相关第一主孔口。在所述情况中，为了方便将凸出的定心头部插入 第二主孔口中，每个第二主孔口在它的前部中是倾杀牛的 (chanfrein6 )。优选地，将附件主体固定到刚性结构上的步骤还包括在这两个 元件之间定位拉力螺栓的操作。此外，如上所述，可以考虑，在固定后发动才几附件的情况中或 者在固定前发动4几附件的情况中进行上述将附件主体固定至刚性 结构上的步骤。明显地，本发明的方法可以包括两个诸如上述的固 定步骤， 一个步骤旨在固定前发动才几附件，而另一个步骤旨在固定 后发动冲几附件。当在固定前发动才几附件的情况中进行这个固定步骤时，箱形刚 性结构的接触表面被箱体的前封闭翼肋的前表面限定。在这种情况中，优选地将接触表面设计成基本上沿着由发动机 挂架的横向方向和垂直方向限定的平面定向，或者可替换地相对于 垂直方向倾^",同时^f呆持朝前定向(正如如上所指出的)，这个倾斜度相对于垂直方向可以达到25° ，即，相对于上述平面可以达到 25° 。并且，沿着发动机挂架的纵向方向把每个具有凸出的定心头 部的销插入到它的相关主孔口中。 一般地，优选地保证垂直于刚性 结构的接触表面设置由上述销形成的剪切销，因此在关于前附件的 情况中，优选地垂直于前封闭翼肋设置剪切销。在如下给出的非限制性的、详细的描述中，本发明的其它优点和特4正会变纟寻显而易见。
参照附图进4亍这个描述，其中图1是包括发动机挂架的飞机发动机组件的局部示意性侧视 图，这个组件显示在这样的结构中在采用才艮据本发明的一个优选 实施例的安装方法时，它的发动机已经安装在发动机挂架的刚性结 构上；图2是图示出由装配有图1所示的发动机挂架的发动机安装系 统传递载荷的透一见图；图3是图1所示的发动才几挂架的前部的详细透^见图；图4是属于图3所示的发动才几挂架的箱体的前封闭翼肋的透祸L 图；以及图5a至5h是图示出所述安装方法中的固定步骤的不同操作的 视图，这个步骤包括将发动机附件的附件主体固定到发动机挂架的 刚性结构上。
具体实施方式
参照图1，可以看见飞机发动机组件1连接于这个飞机的才几翼 3的下方，这个组件1具有发动才几挂架4，并且呈现在这样的构造 中在实施根据本发明的一个优选实施例的安装方法(下面将参照 图5a至5h进行描述)之后，发动机组件的发动机已经安装在发动 才几挂架的刚性结构上。总体上，发动机组件1包括诸如涡轮喷气发动机的发动机2以 及发动才几挂架4，挂架尤其具有刚性结构10和发动才几安装系统11， 发动机安装系统ll包括多个发动机附件6， 8和用于传递由涡轮喷 气发动4几2生成的4偉力的4偉力传递装置(dispositif de reprise des efforts ) 9,因此，安装系统11位于发动4几与上述刚性结构10之间。 应该注意，组件l设计成被发动机餘(未在这个图中示出)包围， 并且发动才几挂架4包括另一系列附件(未示出)以确保这个组件1 悬挂在飞机机翼的下方。在余下的描述中，依照惯例使用X来指明发动才几挂架4的纵向 方向，此鈔人向方向相似于涡l仑喷气发动才几2的》从向方向，这个方向 X平行于这个涡轮喷气发动机2的纵向轴线。并且，使用Y来指明 关于发动机挂架4横向定向并且可以相似看待为涡4仑喷气发动才几2 的才黄向方向的方向，以及用Z来指明垂直方向或高度方向，这三个 方向X, Y和Z相互垂直。此夕卜，相对于在涡轮喷气发动机2施加推进力之后飞才几的前进 方向来考虑术语"前面"和"后面，，，这个前进方向用箭头7示意 性地示出。在图1中，可以看见，仅仅示出了用于传递推力的装置9,发 动机附件6， 8以及发动枳4圭架4的刚性结构10(也^皮成为主结构)。 这个发动机挂架4的未示出的其它组成部件，诸如在飞机机翼下方 固定刚性结构10的装置，或是分离并保持不同系统且承载气动整 流罩的辅助结构，是与可以在现有技术中发现的本领域技术人员已 知的那些部件相同或相似的传统部件。因此，就不对它们进4亍详细描述了。涡轮喷气发动机2在前方具有大尺寸的风机壳体12，该风机壳 体12界定环形风才几管道14,并且发动才几2朝向后部包括4交小尺寸 的中心壳体16,中心壳体16包围这个涡4仑喷气发动才几的4亥心。最 后，中心壳体16朝向后部延伸至尺寸大于中心壳体16的排气壳体 17。明显地，壳体12， 16和17—个4妄一个地固定。如图l可见，多个发动才几附件包括前发动才几附件6和后发动^L 附件8。推力传递装置9是例如两个侧部连杆的形式(因为图1是 侧视图，仅可看见一个)，两个侧部连杆首先连接至风机壳体12的 后部，其次连接至平衡杆(palonnier),而平衡杆自身安装在后附件 8上。将前发动机附件6固定至风机壳体12,并且设计此附件6以使 得它可以传递由涡4仑喷气发动4几2沿着方向Y和Z产生的载荷J直 得注意，这个前附件6优选地进入到风才几壳体12的周界端部中。后发动片几附件8总体上位于排气壳体(carter d，司ection，喷射 壳体)17与发动机挂架的刚性结构10之间。它是传统的设计以使它可以传递(reprendre )由涡4仑喷气发动才几2在方向Y和Z中产生 的载荷，但是不可以传递沿方向X施加的载荷。以这种方式，利用如图2中示意性地示出的静定(isostatique, 均衡)型安装系统11，在方向X中施加的载荷的传递通过装置9 进4亍，在方向Y中施力口的载^i的4专递(la reprise des efforts )通过前 附件6与后附件8实现，并且在方向Z中施加的载荷的传递也通过 附件6和附件8共同实现。此外，沿方向X施加的力矩的传递通过 前附件6垂直地实现，沿方向Y施加的力矩的传递通过前附件6联 合附件8垂直地实现，并且沿方向Z施加的力矩的传递也通过附件 6和附件8冲黄向地实现。仍然参照图1，可以看见结构IO表现为在方向X中延伸的箱 体的形式，这个箱体也一皮一尔为^14丑盒(caisson de torsion )。 4专纟克;也， 它由上翼梁26和下翼梁28以及两个都在方向X上并且基本上在平 面XZ中延伸的侧部面一反30 (在图1中^又^叉可看见一个)形成。在 这个箱体内部，沿着平面YZ布置并且纵向隔开的横向翼肋32加强 箱体的刚度。应该注意，元件26， 28和30中的每一个均可以制成 单个工件，或者通过组装4并^妾部分制成，4并4妾部分可以可选地相对 -波此略樣i倾斜。此外，在上面所述的4黄向翼肋中，有箱体的前封闭 翼肋36和箱体的后封闭翼肋37,这些翼肋位于箱体的端部，因此 总体上沿平面YZ布置。再次参照图1,其中发动机2被悬挂在机翼3的下方，提供刚 性结构10的前封闭翼肋36作为用于前发动4几附件6的附件主体的 前部支撑结构。更确切地，翼肋36具有总体上沿着平面YZ布置的 前表面38或外表面，但是此前表面38或外表面可以具有复杂的几 何外形，尤其是出于限定突出部分的目的，其中这个相同的附件主 体对着(或紧贴着)该表面i殳置。优选地，这个前表面38的一部分祯:设计成限定前4妻触表面(未 标记)或前固定表面，该前接触表面或前固定表面对着(或紧贴着)属于前附件6的附件主体的后4妾触表面(未标记)或后固定表面i殳 置，并且与上述后接触表面或后固定表面接触，在下面的安装方法 的描述中将会见到。因此，利用附件主体的这个特殊布置，可以在方向Z上获得前 封闭翼肋36与前附件6的这个相同的附件主体的部分重叠，这个 部分重叠总体上使得可以实现结构IO与前发动机附件组件的紧凑， 并因此减少在这个附4牛6右方的、发动才几舱上方的发动扭4圭架形成 的突出，因此减少了气动阻力。现在参照更详细地示出了发动才几挂架4的前部的图3，其中平 行于方向X的垂直中间平面P形成用于这个相同的发动才几挂架的对 称平面，可以看到前发动机附件因此包括沿着平面YZ横向定向的 托架(fermre)形式的附件主体46，附件主体4皮固定至刚性结构10 并对着封闭翼肋36的前表面38i殳置。为了保证该组装，附件6可以包括拉力螺栓52 (仅仅示出了其 中一个)，这些4i力螺一全沿着方向X定向并且经过穿过主体46和翼 肋36形成的孔口 54。此外，附件6还包括两个剪切销，此剪切销也被称为主动(actif) 剪切销并且相对于平面P对称地布置，优选地，这些销还沿着方向 X定向。每个剪切销均会经过在主体46中形成的第一主孔口 56和 在翼肋36中形成的第二主孔口 58，第二主孑L口 58在方向X中与 孑L口 56对准。在附件主体46的两个侧端处，前发动才几附件6具有两个钩环/ 小连4干50在其上4i动的两个马^帝钩，两个钩环中的每一个均部分地形成前附件的半附件，沿方向Z施加的载荷可以经过前附件。正如本领域的技术人员所知的那样，这些钩环50还在它们的另一端 处4交接在马^帝钩上(马^帝钩也属于前附件6)，并且固定地安装到发 动才几壳体2上。利用上述的设计，可以理解这个前附件完全适合于确保沿着方 向Y和Z施力。的载荷的传递，并且还适合于确叶呆沿着方向X施加 的力矩的传递。在这个方面中，优选地，上述两组主孔口 56, 58中的每一组 均与分别在主体46和翼肋36中"i殳置的一组副孔口 60, 62关联， 每组副孔口被设计成以容纳故障安全剪切销(未示出)。每个故障 安全剪切销在第一副孔口 60与第二副孔口 62中的安装留出了径向 间隙，以使得在正常情况下没有载荷通过它们传递，并且在主剪切 销断裂的情况下，使得与之相关的故障安全剪切销能够提供新的载 荷路径。应注意，以已知方式， 一个可替换的实施例可以包括提供这样 的方面两个剪切销被设计成结合了故障保护功能，这使得可以限 制销和副孔口 60 ， 62在预定位搡作中的使用。还应该注意，〗昔助于以具有间隙的方式安装在主体46的下面 中心部66的故障安全销，这个故障安全功能还确保了附件主体46 与发动4几壳体之间的4妄合。现在参照示出了箱体的前封闭翼肋36的图4,可以看见这个翼 肋的前表面38具有总体上沿着平面YZ定向的表面，^f旦是事实上前 表面38优选地具有向前伸出的突出部分。并且，翼肋36具有四个 可以固定至翼梁26， 28和两个侧部面才反30的尾翼69。优选地，上述突出部分位于界定用于容纳螺4全52、剪切销68 以及故障安全销70的孑L口 54， 58， 62的翼肋36的那些部分处。 此外，在这些突出部分的最前部分处，前表面38界定前接触表面 72,前4妾触表面72 3十着附件主体46的后4妄触表面i殳置并且与后才妄 触表面接触。在图4中用交叉阴影示出的这个4妄触表面72或者固 定表面优选地基本上沿着平面YZ定向，并且因此总体上位于上述 孑L口 54, 58, 62的4仑4M戋处。明显地，应该理解主体46的后4妻触表面或固定表面(在图3 中标记为74)优选地具有与表面72相匹配的外形，并且因此优选 地像表面72那样基本上沿着相同的平面YZ定向。现在参照图5a至5h,描述了4艮据本发明的一个优选实施例的 一种用以将发动机2安装在发动机挂架4上的方法，并且更具体地， 描述了用于将前附件6的附件主体46固定在箱体10的前封闭翼肋 36上的步备聚。图5a显示出在进行这个固定步骤之前，发动机2承载附加主 体46,特别地通过铰接在风机壳体上的钩环/小连杆50来实现。此 外，发动才几安置在所谓的垂直的或竖直的位置中，附件主体46向 上方文置在此4立置中，与此同时发动枳4圭架4》文置在发动才几2上方的 任何位置中。在使用传统的提升装置移动发动机2之前，主体46装配有工 具，此工具使主体46能够相对于发动机被保持在适当位置中，并 且因此阻止这个主体46绕它的两个关联的钩环/小连杆50转动。以 这种方式，之后的预定位操作有利地不会被主体46与发动机2之 间的^f壬^f可相^"运动妨^寻。随后可以开始发动才几2相对于发动冲几挂架4的预定4立才乘作，它 的目的是使两个第一主孔口 56的每一个与其关联的第二主孔口 58 相对力文置。进行发动才几2的这个预定位l乘作以获4f主孔口之间的并l 略对准，优选地，通过将发动机2提升到略纟效在它的相对于发动枳j 挂架4的最终位置上方的位置处来实现对准。因此，如可以从图5b 所见的那才羊，第一主3L口 56相对于在翼肋36中形成的第二主孑L口 58略微地向上偏移，并且类似地第一副孔口 60相对于在这同一个 翼肋中形成的第二副孔口 62略孩走向上偏移。随后，通过将第一支撑销76a插入穿过第一组副孔口 60， 62， 并通过将第二支撑销76b插入穿过第二组副孔口 60, 62来继续发 动才几2的预定位纟喿作。明显地，也一皮称作分度销的这两个支撑销76a, 76b具有比副 孔口 60, 62的直径小的直径，这些直径之间的比值^f呆i正功能间隙 并且范围可能在0.6至0.9之间。提供这种特歹朱性，以4吏得尽管在 基本上相同直径的多个孔口之间存在垂直偏移量，但可以无阻碍地 进行销76a, 76b的插入。优选地，在人工地且没有任何摩^^察地将 这些销76a, 76b插入在副孔口中后，它们随后在重力的作用下搁 置它们相关联的第一副孔口 60的下部上，并且如图5c所示地不会 与它们相关联的第二副孔口 62接触。随后，操作包括仍然使用提升装置使发动机2下降，直到两个 第一副孔口 60的每一个的上部支撑在它的关联支撑销76a,76b上。 如图5d所示，在这个位置中，还应该注意这两个支撑销76a, 76b 安置在它们的关联第二副孔口 62的下部上。销76a， 76b的剪切独 自地j呆持发动一几相对于发动一几挂架的预定位，这个预定位4吏得(正 如可以清楚地从图5d中所见的那样)发动机2位于略微在它的相 对于发动才几挂架4的最终位置的下方。随后，通过〗吏用例如螺紋夹子类型的适合的工具来使接触表面72和74接触(参照图5e)来完成予贞定位。因此，应该理解， 一旦完成了这个操作，发动机不需要与提升 装置协作来将发动机保持在它的相对于发动机挂架4的预定位置中。随后可以开始新的操作，目地在于将两个销80分別插入第一 组主孑L 口和第二组主孑L 口中。正如可以从图5e中所见的那样，每个销80配备有凸出的定心 头部82，此定心头部82优选地为橄榄形并且通过例如柠或嵌入安 装到销80的销主体上，这个销首先被插入穿过主体46的第一主孔 口 56,随后穿过向上略樣i地偏移的第二主孔口 58。因此，随着将 销80插入穿过第二孔口 58，头部82渐进地与它的向前倾4牛的部分 (partie avant chanfrein6e ) 84酉己合，这个部分84 一皮i殳"H"成^f吏^l^夺^肖 80插入这个孔58中更加容易。明显地，将销80的定心头部82插 入孔口 58中会导致相同直径的两个孔口 56， 58逐渐对准，直到在 它们之间获得精确的对准为止。应该注意，除了间隙之外，孑L口 56， 58的直径与插入到其中的销的直径是相同的。在插入销80后，销80 ^皮容纳在它的两个关联孔口 56， 58中， 并且有利地形成如图5f所示的剪切销68。参照图5g,针对第二组主孔口进^f亍相同的销插入才喿作，以实现 第二剪切销68的定位。 一旦两个剪切销同时或顺序插入它们各自 的主孔口中，在孔口 56， 58对准之后净皮l是升了的发动才几2随后位 于它的相对于发动机挂架4的最终位置处。在这个最终位置中，副孔口 60， 62也^青确地成对对准。随后可以移除两个支撑销76a， 76b，使副孔口空闲出来(如图 5h所示)，以实现之后的将两个故障安全剪切销70放置在这些相同 的副孔口 60, 62中的适当位置处的才乘作。随后通过将上面所述的拉力螺栓放置在适当位置处的操作可 以进行固定附件主体46的步骤，其中拉力螺一全也沿着方向X定向。在本发明的方法中，针对后附件8可以进行类似的固定步骤， 同时可以以本领域技术人员已知的传统方式来进行推力传递连杆的安装。的安装方法进行各种f奮改。在这个方面中，应该特别指出，当这个 方法已经被描述用于将发动机悬挂在飞机机翼下面，它也可以被应 用于保证将这个发动机安装在这个相同的机翼的上方。
权利要求
1.一种用于将飞机发动机(2)安装在所述发动机的发动机挂架(4)的刚性结构(10)上的安装方法，其特征在于，所述安装方法包括将发动机附件(6)的附件主体(46)固定在所述刚性结构(10)上的固定步骤，所述发动机附件(6)已经预先安装在发动机壳体上，这个附件主体被设计成对着朝前定向的所述刚性结构的接触表面(72)放置，并且通过至少一个穿过第一主孔口(56)和第二主孔口(58)的剪切销(68)固定到这个刚性结构(10)上，其中所述第一主孔口(56)和所述第二主孔口(58)分别在所述附件主体(46)和所述刚性结构(10)中形成，将所述附件主体(46)固定到所述刚性结构(10)上的所述固定步骤包括如下相继的操作-为了使所述第一主孔口(56)与所述第二主孔口(58)相对设置，相对于所述发动机挂架(4)预定位所述发动机(2)；以及-将配备有凸出的定心头部(82)的销(80)插入并穿过所述两个相对的主孔口(56，58)，以使这个配备有所述凸出的定心头部(82)并且容纳在所述两个主孔口(56，58)中的所述销(80)形成所述剪切销(68)。
2. 根据权利要求1所述的安装方法，其特征在于，以与设置在所 述附件主体(46)与所述刚性结构(10)之间的剪切销(68) 的数目相同的次数重复所述将配备有凸出的定心头部(82 )的 销(80)插入的操作。
3. 才艮据4又利要求1或2所述的安装方法，其特4正在于，所述预定 位4喿作包括-使所述发动机(2)靠近所述发动机挂架(4)，使得能 够将第一支撑销(76a)插入并穿过分别在所述附件主体(46) 和所述刚性结构(10)中形成的第一副孔口 (60)和第二副孔 口 (62)，并使得能够将第二支撑销(76b)插入并穿过也分别 在所述附件主体(46)和所述刚性结构(10)中形成的第一副 孑L口 (60)和第二副孔口 (62)，所述两个支撑销(76a, 76b) 中的每一个均具有比相关的所述第一副孔口 ( 60 )和所述第二 副孔口 (62)的直径小的直径；然后-使所述发动机(2)下降，直到所述附件主体(46)的 两个第 一副孔口 ( 60 )的每一个的上部支撑在它的相关支撑销 (76a, 76b)上为止。
4. 才艮据权利要求3所述的安装方法，其特征在于，在将配备有凸 出的定心头部(82 )的每个销(80 )插入后，将所述支撑销(76a， 76b) 乂人所述副孑L口 (60， 62)中移除。
5. 根据权利要求4所述的安装方法，其特征在于，在移除所述支 撑销(76a， 76b)后，将两个故障安全剪切销(70)插入并穿 过所述副孑L口 (60， 62)。
6. 根据前述权利要求中任一项所述的安装方法，其特征在于，进行所述预定位操作以4吏所述附件主体(46)相对于所 述刚性结构(10)的所述4妾触表面(72)朝前定位，以及进行插入所述配备有凸出的定心头部(82)的销(80) 的操作，使得在这个销进入它的相关第二主孔口 (58)之前， 首先将这个销插入它的相关第一主孔口 (56)中。
7. 根据权利要求6所述的安装方法，其特征在于，每个所述第二 主孔口 (58)在它的前部倾杀牛。
8. 根据前述权利要求中任一项所述的安装方法，其特征在于，将 所述附件主体(46)固定到所述刚性结构(IO)上的所述固定 步骤还包括将拉紧螺栓(52 )设置在这两个部件之间的适当位 置中的操作。
9. 根据前述权利要求中任一项所述的安装方法，其特征在于，进 行将所述附件主体(46)固定到所述刚性结构(10)上的所述 固定步艰《，用于后发动才几附4牛(8)的固定或用于前发动才几附 件(6)的固定。
10. 根据前述权利要求中任一项所述的安装方法，其特征在于，进行将所述附件主体(46)固定到所述刚性结构(10) 上的所述固定步骤以固定前发动机附件(6)，以及呈现为箱体形状的所述刚性结构(10)的所述4妄触表面 (72)由这个箱体的前封闭翼肋(36)的前表面(38)限定。
11. 根据权利要求10所述的安装方法，其特征在于，将所述接触 表面(72)设计成基本沿着由所述发动才几挂架的纟黄向方向(Y) 和垂直方向(Z)限定的平面定向。
12. 根据前述一又利要求中任一项所述的安装方法，其特征在于，将 每个配备有凸出的定心头部(82 )的销(80 )沿着所述发动枳i 挂架的i从向方向(X)插入到它的相关主孔口 (56， 58)中。
全文摘要
本发明涉及将飞机发动机安装在发动机挂架的刚性结构上的方法，包括将发动机附件的附件主体(46)固定在该结构上的固定步骤，这个附件主体被设计成对着朝前定向的刚性结构的接触表面放置，并且通过至少一个穿过第一主孔口和第二主孔口的剪切销(68)固定至这个结构，主体(46)的固定步骤包括如下操作为了使第一孔口与第二孔口相对设置，相对于发动机挂架预定位发动机；以及将配备有凸出的定心头部的销插入穿过两个孔口，以便这个销形成剪切销。
文档编号B64D27/26GK101263055SQ200680033823
公开日2008年9月10日 申请日期2006年9月22日 优先权日2005年9月26日
发明者劳伦特·拉丰, 埃里克·雷诺, 弗雷德里克·茹尔纳德 申请人:法国空中客车公司