一种用于吊挂飞机发动机的桁架结构的制作方法

本实用新型属于飞机结构技术领域，具体涉及一种用于吊挂飞机发动机的桁架结构。

背景技术：

中国专利说明书CN101282876A描述了一种用于飞机发动机悬挂架的刚性结构，该刚性结构通过耳片将发动机悬挂在飞机机翼的下方，即具有用于连接机翼的悬挂点和用于连接发动机的悬挂点，该刚性结构为由通过多个横向筋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，横向筋用于将刚性箱体结构内部隔离成多个肋间空间，在刚性箱体侧面板上设置有多个供操作人员检查肋间空间的检查孔。但是，刚性箱体结构占用空间较大，不利于其他装置的空间布局；同时该刚性结构通过耳片与机翼和发动机相连，即通过耳片传递发动机推力，耳片传载较大载荷容易损坏。

技术实现要素：

本实用新型的目的在于提供一种用于吊挂飞机发动机的桁架结构，克服或减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

本实用新型的目的通过如下技术方案实现：一种用于吊挂飞机发动机的桁架结构，所述桁架结构由多根杆件按预定形式连接而成，所述桁架结构一端设有耳片，通过该耳片与飞机机翼连接，所述桁架结构的另一端连接发动机；所述桁架结构与所述机翼之间连接有用于传载发动机推力的销轴。

优选地是，所述桁架结构包括三根机翼连接杆、两根销轴连接杆、两根发动机连接杆、耳片结构以及多根承接杆，

三根所述机翼连接杆包括一根机翼连接短杆和两根相同长度的机翼连接长杆，三根所述机翼连接杆首尾相接构成一个等腰三角形结构一，在该等腰三角形结构一的三个连接处设置所述耳片以用于连接所述机翼；

两根所述销轴连接杆连接成一个十字结构并连接于三根所述机翼连接杆组成的区域内，所述销轴设置在两根所述销轴连接杆的连接处；

两根所述发动机连接杆与所述耳片结构首尾相接构成另一个等腰三角形结构二，该等腰三角形结构二的三个连接处用于悬挂所述发动机；

在所述等腰三角形结构一的连接处与所述等腰三角形结构二的连接处之间连接有多根所述承接杆。

优选地是，所述桁架结构中的多根所述杆件通过焊接而成。

优选地是，所述桁架结构中的多根所述杆件通过铆接而成。

本实用新型所提供的一种用于吊挂飞机发动机的桁架结构的有益效果在于，在保证结构强度的情况下，通过桁架结构代替刚性箱体结构，能够减少空间的占用，有效的利用桁架结构内部的空间；桁架结构上设置有用于传载发动机推力的销轴，能够减轻耳片的负担，利于耳片更长时间的使用。

附图说明

图1为本实用新型用于吊挂飞机发动机的桁架结构的安装位置示意图；

图2为本实用新型用于吊挂飞机发动机的桁架结构的结构示意图；

图3为本实用新型用于吊挂飞机发动机的桁架结构的传力示意图；

图4为本实用新型用于吊挂飞机发动机的桁架结构中的销轴结构示意图。

附图标记：

1-耳片、2-发动机、3-机翼、4-桁架结构、5-杆件、6-销轴、11-机翼连接短杆、12-机翼连接长杆、13-销轴连接杆、14-发动机连接杆、15-耳片结构、16-承接杆、17-等腰三角形一、18-等腰三角形二。

具体实施方式

为使本实用新型实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本实用新型，而不能理解为对本实用新型的限制。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。

下面结合附图对本实用新型的用于吊挂飞机发动机的桁架结构做进一步详细说明。

如图1所示，一种用于吊挂飞机发动机的桁架结构，桁架结构由多根杆件5按预定形式连接而成，桁架结构一端设有耳片1，通过该耳片1与飞机机翼3连接，桁架结构的另一端连接发动机2，该桁架结构4中的多根杆件5的连接方式能够选择铆钉或者螺栓连接，也能够选择焊接，桁架结构4与机翼3之间还连接有用于传载发动机推力的销轴6。

如图2和图3所示，桁架结构4包括三根机翼连接杆、两根销轴连接杆13、两根发动机连接杆14、耳片结构15以及多根承接杆16。三根机翼连接杆包括一根机翼连接短杆11和两根相同长度的机翼连接长杆12，三根机翼连接杆首尾连接在一起构成一个等腰三角形结构一17，在该等腰三角形一17的三个连接处各设置耳片1以用于连接所述机翼3。两根销轴连接杆13连接成一个十字结构并连接于三根机翼连接杆组成的区域内，销轴6则设置在两根销轴连接杆13的连接处，如图4所示，其中，一根销轴连接杆13一端连接在机翼连接短杆11的中间位置，该销轴连接杆13另一端连接在与机翼连接短杆11相对的等腰三角形一17连接处上，另一根销轴连接杆13连接在两根机翼连接长杆12之间。两根发动机连接杆14与耳片结构15首尾相接构成另一个等腰三角形结构二18，该等腰三角形结构二18的三个连接处用于悬挂发动机2。在等腰三角形结构一17的连接处与等腰三角形结构二18的连接处之间连接有多根承接杆16，用于构成完整的桁架结构4，该承接杆16采用六根制式，等腰三角形结构一17中的两根机翼连接长杆12的连接处向耳片结构15两端各连接一根承接杆16，等腰三角形结构一17中的另两个连接处都向两根发动机连接杆14的连接处连接一根承接杆16，同时等腰三角形结构一17中的另两个连接处也都向耳片结构15的两端各连接一根承接杆16，构成如图3所示的结构，该桁架结构4在满足强度要求情况下，有效的利用桁架结构4内部的空间，利于其他设备的放置以及线路的设置。其中，该桁架结构4根据机翼3及发动机2的外形决定自身形状，桁架结构4的各根杆件5可为其他布局形式，不止于本实施例的安装方式。

如图3所示，为了飞机飞行稳定，需重力支反力抵消发动机自身重力，推力支反力抵消发动机推力。耳片结构15的两端以及两根发动机连接杆14的连接处都用于传载发动机的重力，同时两根发动机连接杆14的连接处还传载发动机推力，等腰三角形结构一17的三个连接处设置耳片1用于传载发动机重力支反力，为了减轻耳片1的负担，在桁架结构4上设置用于传载发动机推力的销轴6，利于耳片1更长时间的使用。

以上所述，仅为本实用新型的具体实施方式，但本实用新型的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本实用新型揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本实用新型的保护范围之内。因此，本实用新型的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。