专利名称：用于飞机发动机悬挂架的刚性结构及包含该结构的挂架的制作方法
用于飞才几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才几的悬挂架，该悬挂架净皮 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 任何类型的飞才几中。这种类型的悬挂架或EMS (发动机机架结构)可用于将涡轮喷 气发动机悬挂在飞枳4几翼下面或者将该涡轮喷气发动才几安装在该 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，accds ),这些口也^M乍人孑L或才企子I"孑L，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， 以本领域冲支术人员已知的方式，通常以允"i午操作者的手臂通过这些 孑L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 结构的纟从向中垂面(le plan vertical et longitudinal m6dian )。 it匕夕卜， 进入口通常一皮布置成只能够直4妄进入两个直4妄连续(cons6cutifs ) 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i殳置有直接: 进入同 一个肋间空间的两个对称进入口的部分处枳4成强度显著降 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桂架的刚性 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r说，本发明的目的是公开一种用于飞才几发动才几悬挂架 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4反封闭而在另 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4妄所述两个 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4妄连续的4黄向肋限定，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i殳置单一 ( unique)进入口, 这些进入口交 ^,布置在刚性结构的第 一和第二侧面才反上。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才乘作的4喿作者可以乂人单个开口直4矣进入每 一个肋间空间，因此这i更于进入整个箱体。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 (尽管这在才艮据现有4支 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，所选捐， 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lt量可以减少一个。作为示意性实例，^j"于三个直4妄连续 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〗又需要用 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，^旦是显而易见地，这个凄t目可以更大。》匕外，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4妄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，每一个进入口为圓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4舌与刚刚描述的结构类如乂的刚性结构。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,#、 和特征将变得显而易见。
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 才几组4牛的示意性侧^见图以及-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i殳计成固定在该飞机 的才几翼2 (为了清楚起见，^l以虚线示意性地示出)下面，该组件 1包括4艮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4几悬架10、 12的发动机6的悬挂装置；以及用于4氐抗 发动才几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 4皮设计成由外壳(未示出) 包绕，并且悬挂架4装配有用于将该组件1悬挂在飞枳4几翼2下面 的另一组悬架16。在下面的整个描述中，4姿照惯例，X表示挂架4的纵向方向， 该方向还#皮{人为与涡4仑喷气发动才几6的皇从向方向才目同，该方向X平 行于该涡專仑喷气发动才几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^皮认为与涡4仑喷气发动才几6的片黄向方 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。此夕卜，应当相对于飞才几在涡4仑喷气发动才几6所施加的4,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的两个发动才几悬架10、 12、 一《且悬架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)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4&喷气发动一几6在其前端处i殳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4么喷气发动4几在后部 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4皮此。如乂人图1中看到的，装置4上具有两个发动才几悬架10、 12，分 别称为前发动才几悬架和后发动才几悬架。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(也称作推体)与风扇壳体18的上部之间的前发动冲几悬架10。 以本领域^支术人员已知的传统方式设计的前发动才几悬架10 ^皮固定 在刚,性结构8的第一点Pl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Pl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Pl和P2之间。在这一方面，应该注意的是， 4尤选i也，上述三个点^"立于悬4圭架的中垂面(plan median 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 喷气发动才几6的正中平面上的或4妄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方向乂人结构8的一端延伸至另一端，并且在 不脱离本发明构架的前才是下，可以以单件形式制成或者通过几个部 分的组装而获得。这些肋36限定肋间空间38以及38,至388，因此38j至388中的每一个在前端和后端处通过两个直4妄连续的肋36进4于限定，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^\个直^妾连续的空间(参考标号为38!至388 )构 成组40，在该组内，面^反34a、 34b上i殳置有用于每一个相关空间 38，至388的单一进入口 。此夕卜，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，如能够乂人图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 42t (换言之，直4姿通向空间38"勺 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341)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再次形成在第一面才反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^反34a中。更普遍地，可以如此布置，/人而4吏得该组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38，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 42t至428均为具有大致平4亍于Y方向的中心线并 且具有大于200mm的半径的圓形形状。此夕卜，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38t处设置进入口 44。当然，这些 开口可以纟皮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及其刚性结构估文出各种更改。
权利要求
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(38!至38s)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4壬意直4妄连续的肋间空间的所述组(40 )包4舌形成在 所述刚性结构中的所有肋间空间(38、 38,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 (42,至428 )为圆形形状并且具有大于 200mm的半4圣。
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. —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;K利要求所述的刚性结构(8 )。
全文摘要
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(38<sub>1</sub>至38<sub>8</sub>)，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(42<sub>1</sub>至42<sub>8</sub>)，这些开口交替布置在第一和第二侧面板上。
文档编号B64D27/26GK101282876SQ200680037050
公开日2008年10月8日 申请日期2006年10月5日 优先权日2005年10月7日
发明者利昂内尔·贝尔纳迪, 蒂埃里·于盖 申请人:法国空中客车公司