专利名称:用于飞行器的发动机组件的制作方法
技术领域：
本发明总体上涉及一种用于飞行器的发动机组件，该类型的发动机组件包括涡轮喷气式发动机，悬挂杆，以及多个插入到该悬挂杆和该喷气式涡轮发动机之间的发动机连接件。
背景技术：
已知这样的发动机组件的悬挂杆设置用于构成喷气式发动机和装有该组件的飞行器的机翼之间的连接界面。该悬挂杆允许将由所述相连的发动机产生的应力传递给该飞行器的结构并且还控制燃料路径，电气系统，液压系统和在该发动机和飞行器之间的空气。
为了确保所述力的传递，该悬挂杆包括刚性结构，例如“箱”类型，即通过组装纵梁和被横向筋板在所述纵梁之间连接的侧向板形成。
安装系统插入到该发动机和该悬挂杆的刚性结构之间，该系统整体上包括多个发动机连接件，它们一般分布为前连接件和后连接件，该前连接件与该发动机的吹风发动机壳体连成一体，该后连接件与同一发动机的中央发动机壳体连成一体。
另外，所述安装系统包括恢复由发动机产生的推力的装置。在现有技术中，该装置例如采取两个侧向连杆，一方面所述侧向连杆连接到该发动机的吹风的壳体的后部分，另一方面所述侧向连杆连接到在该悬挂杆的刚性结构上安装的连接件例如后连接件上。
示范性地，所述悬挂杆与第二安装系统相连，该第二安装系统插入在所述悬挂杆和该飞行器的机翼之间，该第二安装系统一般包括两个或者三个连接件。
最后，该悬挂杆设有第二结构，确保了所述系统的隔离和保持从而完全支撑空气动力学流线型外壳。
以本领域技术人员已知的方式，尽管存在恢复推力的装置，但是由该发动机产生的所述推力一般导致该发动机或者大或者小的纵向弯曲，即因为沿该飞行器的横向方向施加的转矩而导致的弯曲。
当这样的纵向弯曲突然发生时，特别是在该飞行器的巡航阶段期间，遇到了在所述压缩机和涡轮机的旋转叶片和该发动机的中央壳体之间的高摩擦。
另外，注意到上述的纵向弯曲现象因此旋转叶片的摩擦现象因为下述事实而被大大加重在最近的喷气式涡轮发动机上，总是很大的流量比的研究必然导致设计者相对该喷气式涡轮发动机的心脏的直径增加该吹风器的直径。
所遇到的摩擦的主要结果是该发动机的提前磨损，这自然有害于该发动机的寿命，以及其性能。
另外，需要注意到是该发动机的弯曲现象能够导致所述压缩机和涡轮机的旋转叶片和该发动机的中央壳体之间的摩擦，而这样的弯曲现象可以由于例如垂直地或者水平地施加的狂风而导致突然出现。
发明内容因此本发明用于提出一种用于飞行器的组件，其至少部分地解决了上述的与现有技术的实施有关的技术问题，本发明还提出了一种设置至少一个所述组件的飞行器。
因此，本发明的目的是一种飞行器发动机组件，包括喷气式涡轮发动机，悬挂杆以及多个插入到该悬挂杆和该喷气式涡轮发动机之间的发动机连接件，所述多个发动机连接件中的每一个固定在该喷气式涡轮发动机的吹风壳体上。
换句话说，在本发明的发动机组件中，通过该喷气式涡轮发动机产生的力的恢复是只能在壳体上通过所有的发动机连接件进行，并且因此允许该喷气式涡轮发动机的中央壳体不再通过一个或者多个后连接件直接连接到该悬挂杆上，正如现有技术的实施例中所述那样。
该发动机连接件的所述特别布置导致在该中央壳体处遇到的弯曲的显著减小，该弯曲是由被该喷气式涡轮发动机产生的推力导致的，或者由能够在该飞行器的不同飞行阶段期间遇到的狂风导致的。
因此，上面所述的弯曲的降低导致了压缩机和涡轮机的旋转叶片与该发动机的中央壳体之间的摩擦的显著降低，并且因此大大限制了因为所述叶片磨损导致的功率损失。
另外，在吹风壳体上设置所述发动机连接件的事实提供了所述发动机连接件之间的大的间隔。该大间隔的优点是能够显著地简化发动机连接件的设计，因为与沿给定轴线的转矩相关的该发动机连接件必须恢复的力当然小于在现有技术的常规技术方案遇到的力，在现有技术的常规技术方案中所述用于固定在该中央壳体上的发动机连接件不能也彼此远离。
最后指出的是所述发动机连接件和该悬挂杆可以有利地远离该相应的喷气式涡轮发动机的热部分一距离的设置，从而意味着显著降低能够在所述元件上施加的热效应。
最好，所述多个发动机连接件包括第一发动机连接件和第二发动机连接件，它们关于这样的平面对称所述平面由该喷气式涡轮发动机的纵向轴和该喷气式涡轮发动机的垂直方向限定；以及被所述平面穿过的第三发动机连接件。
在该结构中，可以设计所述第一、第二和第三发动机连接件固定在该吹风壳体的外周环形部分上，从而允许它们占据一些位置，在这些位置中它们最好彼此远离。
最好，所述第一和第二发动机连接件被这样一个平面穿过，该平面由该喷气式涡轮发动机的纵向轴和该喷气式涡轮发动机的横向方向限定。
总是以优选的方式，所述第一和第二发动机连接件分别构思为恢复沿该喷气式涡轮发动机的纵向方向施加和沿该喷气式涡轮发动机的垂直方向施加的力，该第三发动机连接件构思为恢复沿该喷气式涡轮发动机的纵向方向和沿该喷气式涡轮发动机的横向方向施加的力。
最好，该发动机组件的悬挂杆包括这样的刚性结构其包括多个拱弧，所述拱弧设置成共同限定圆形截面的圆柱假想表面的一部分。
所述多个拱弧中的每个拱弧因此设置了允许其围绕圆截面的大致圆柱性假想表面延伸的弧形部分。它们因此共同形成了该刚性结构的组件，该组件最好能够仅仅非常小地在从该喷气式涡轮发动机的吹风环形通道排出的第二流的扰动方面受到限制。在现有技术的常规方案中，该悬挂杆采取大尺寸的中央箱形式，非常靠近地设置该喷气式涡轮发动机的中央壳体。
可以有效地设计为该假想表面的直径大致与该吹风壳体的外部圆柱表面的直径相同，即由多个拱弧形成的刚性组件大致位于该吹风壳体的外表面的延长部分中，更具体地说在该壳体的外周环形部分的延长部分中。当然，在所述多个拱弧与圆形截面的且直径接近该吹风壳体直径的大致圆柱的包络面部分类似的情况中，能够由该多个拱弧导致的所述第二流的扰动非常小，特别是类似于不存在。
从而有利地允许了获得正面阻力，涡轮发动机的功率以及该燃料消耗的增益。
示范性地，注意到如果多个拱弧整体上类似于圆形截面的大致圆柱形包络面的部分，则该部分最好采取半圆截面的大致圆柱包络面的一部分形式，“部分”的概念的提出当然是因为所述不同拱弧之间存在的空的空间。当然，该优选形式非常适于保证将该喷气式涡轮发动机容易地安装在该悬挂杆的刚性结构上。
正如前述的，该多个拱弧包括至少一个呈在该假象表面的纵向轴上大致对中的环形部分形式的拱弧，该纵向轴平行于该喷气式涡轮发动机的纵向方向，并且最好与该喷气式涡轮发动机的纵向轴重合。示范性地，在这样的呈环形部分形状的拱弧上可以固定上述的所有的发动机连接件。
另外，该悬挂杆的刚性结构可包括称为扭转中央箱的中央箱，其平行于假想表面的纵向轴线并且与呈环形部分形式的每个拱弧连成一体。当然，由所述拱弧提供的机械强度允许中央箱设置比先前设置的尺寸小的尺寸，这主要是对其厚度而言的。这涉及了该中央箱也能够导致从该吹风环行通道排出的第二流的非常小的扰动。另外，还观察到该中央箱的小厚度被允许，因为不再设置将后发动机连接件插入到该箱和该涡轮发动机的中央壳体之间，因此不再需要使该箱尽可能靠近该壳体，正如前面的情况中那样。
最好，所述多个拱弧还包括两个恢复推力的侧向拱弧，它们分别设置在该中央箱的两侧，所述两个侧向拱弧中的每一个一方面与呈环形部分的每个拱弧连成一体，另一方面与该中央箱连成一体。
由该喷气式涡轮发动机产生的推力的恢复最好通过一些属于该悬挂杆的刚性结构的整体部分的元件实施。因此，不再必须设计侧向连杆类型的恢复推力的附加装置，正如在现有技术的技术方案那样。
示范性地，为了恢复所述推力，可以设计多个拱弧还包括恢复推力的两个侧向第二拱弧，它们分别设置在该中央箱的两侧，所述两个侧向第二拱弧中的每一个一方面与至少一个环形部分形式的拱弧连成一体，另一方面与该中央箱连成一体。
另外，多个拱弧还可以包括保持恢复推力的侧向拱弧的两个保持拱弧，所述两个保持拱弧分别设置在该中央箱两侧，并且每个一方面与该两个侧向拱弧之一连成一体，另一方面与该中央箱连成一体。优选地，所述保持拱弧设置成牵引变形，并且允许避免恢复推力的侧向拱弧弯曲。
本发明还用于一种飞行器，该飞行器包括至少一个如前面所述的发动机组件。
本发明的其他优点和特征将在下面非限定描述的说明书中出现。
该描述参照附图，附图包括图1示出了用于飞行器的发动机组件的侧视图，包括根据本发明的第一实施例的悬挂杆；图2示出了图1中的组件的透视图，该悬挂杆的刚性结构已经被取出以便使该悬挂杆的发动机连接件更清楚地显示出；图3示出了本发明的优选实施例的悬挂杆的部分放大透视图；图4a和4b分别示出了沿图3的横向平面P1和P2截取的截面图；图4c示出了用于解释多个拱弧的形状的透视图，该多个拱弧设置用于部分形成图3的悬挂杆；图5示出了与图3中示出的悬挂杆类似的悬挂杆的视图，将悬挂杆的一些发动机连接件的简示图加入到图3中；图6示出了与图3示出的悬挂杆相似的视图，其中该悬挂杆呈根据优选实施例的第一替换物的形式；图7示出了类似于该图3示出的视图相似的视图，其中该悬挂杆呈根据优选实施例的第二替换物的形式；图8a-8c示出了一些侧视图，示出了组装该喷气式发动机在图7所示的悬挂杆上的操作的不同的连续步骤；和图9示出了该飞行器的发动机组件的侧面部分视图，其根据本发明的另一个优选实施例。
具体实施方式参考图1，可以看到根据本发明的第一实施例的用于飞行器的发动机组件1，该组件1用于固定在该飞行器的机翼(未示出)下面。
总体上，该发动机组件1包括涡轮发动机2；悬挂杆4；以及多个连接件6a，6b，8，所述连接件6a，6b，8确保将该喷气式涡轮发动机固定在该悬挂杆4下面(该连接件6b被在图1中的连接件6a掩盖)。示例性地，注意到该组件1用于被围绕有座舱(未示出)，该悬挂杆4包括其他系列的连接件(未示出)，允许确保该组件1悬吊在该飞行器的机翼下面。
在下面的整个描述中，根据惯例，X表示平行于该涡轮发动机2的纵向轴5的方向，Y表示相对于该涡轮发动机2横向取向的方向，Z表示垂直方向或者高度方向，所述3个方向彼此正交。
另一方面，所述术语“前面”和“后面”是相对于在该涡轮发动机2施加的推力后遇到的飞行器的前进方向所考虑的，该方向用箭头7表示。
在图1中，可以看到仅仅该悬挂杆4的刚性结构10被示出。该悬挂杆4的未示出的其他的构成元件，例如确保该系统的隔离和保持从而完全支撑流线型外壳的第二结构，是与现有技术中遇到的元件相同或者相似，对于本领域技术人员来说是显而易见的。因此将不作任何详细描述。
另一方面，需指出的是，该涡轮发动机2在前面设置了限定了吹风环形通道14的大尺寸吹风壳体12，并且朝向后面包括小尺寸的中央壳体16，将该涡轮发动机的心脏部分封闭。所述壳体12和16当然以本领域已知的常规方式彼此连成一体。
正如在图1中看到的那样，本发明的特殊性在于最好设置3个的发动机连接件6a，6b，8都固定在上述的吹风壳体12上。
事实上，参照图2，可以看到该第一连接件6a和该第二连接件6b设置成相对该第一平面(未示出)对称，所述第一平面由该纵向轴5和方向Z限定。
更具体地说，所述连接件6a，6b都固定在该吹风壳体12的外周环形部分18上，最好固定在该部分18的后面上，如图所示。
然后可以设计所述第一和第二发动机连接件6a，6b在该外周环形部分18上径向相对，该外周环形部分18具有吹风壳体12的圆柱外表面38，使得所述连接件6a，6b因此分别被第二表面穿过，该第二表面由该纵向轴5和该悬挂杆4的方向Y限定。
正如图2的箭头简示的那样，第一和第二发动机连接件6a，6b中的每一个都构思成能够恢复由喷气式涡轮发动机2沿方向X和沿方向Z产生的但不是沿方向Y施加的力。
这样，所述两个彼此明显远离的连接件6a，6b一起保证了沿方向X施加的转矩和沿方向Z施加的转矩。
参照图2，可以看到所简示出的第三发动机连接件8还固定在该吹风壳体12外周环形部分18上，还最好固定在该部分18的后面上。
简示地，注意到所述连接件6a，6b，8通过该发动机的未示出的结构部分固定在该壳体12的外周环形部分18上，所述结构部分最好有效地设置在该外周环形部分18的后部上。然而，也可以遇到这样的发动机其结构部分更加朝向前地位于该外周环形部分18上，即所述连接件6a，6b，8也更加朝向该发动机的前面固定到该吹风壳体12的外周环形部分18上。
对于该第三连接件8来说，该第三连接件8位于该吹风壳体12的最高部分上，因此位于该外周环形部分18的最高部分上，并且因此被上面提到的第一平面假想地穿过。
正如图2的箭头所简示的那样，该第三发动机连接件8构思成能够恢复通过该喷气式涡轮发动机2沿该方向X和沿该方向Y产生的但不是沿方向Z施加的力。
这样，所述第三连接件8与所述两个连接件6a，6b，一起保证恢复沿该方向Y施加的转矩。
注意到如果所述发动机连接件6a，6b，8在图1和2中简示那样表示，则将理解到所述连接件可以根据本领域技术人员已知的任何形式实施，例如与钩环和接头的组装有关的形式。
正如前面披露的那样，与刚刚描述过的构造相关的主要优点在于该中央壳体16相对该发动机6a，6b，8的总自由度导致了大大减小该壳体在该飞行器的不同飞行位置期间的弯曲，因此导致了由压缩机和涡轮机的叶片相对中央壳体16的摩擦导致的磨损显著降低。
参照图3，详细看到该发动机组件1的该悬挂杆4，更具体地说其刚性结构10。
首先，指出该刚性结构10构思成具有关于上述的第一平面的对称性，即关于该喷气式涡轮发动机2的纵向轴5和方向Z限定的垂直平面的对称性。
该刚性结构10包括扭转中央箱20，该中央箱20沿方向X从该结构10的一端向另一端延伸，平行于同一方向。简示地，该箱20可以通过沿方向X在平行平面XZ中延伸的两个侧向纵梁22的组装被形成，所述两个侧向纵梁22彼此通过横向筋板24连接，该横向筋板本身沿平行平面YZ取向。
多个拱弧30设置用于完成该刚性结构10，该刚性结构10的中央箱20位于该同一结构10的上部分，每个拱弧与该扭转中央箱20连成一体并且从该中央箱20的两侧沿方向Y突出。
该多个拱弧30的特殊性在于该拱弧限定了圆截面的圆柱假想表面32的一部分，其纵轴34平行于该中央箱20，正如图3所示。换句话说，构成了多个拱弧30的所述拱弧26，28分别设置有适于在其整个长度上围绕该假想表面32并且与其接触的弧形部分。因此，总体上，所述多个拱弧30形成了圆形截面的圆柱包络面/笼的部分，能够围该喷气式涡轮发动机2的中央壳体16并且与之间隔一距离。
在多个拱弧30之中，首先注意到存在环形部分26形式的多个拱弧，所述拱弧在该假想表面32的纵向轴线34上大致对中，该纵向轴线34最好与该喷气式涡轮发动机2的纵向轴线5重合。
所述拱弧26因此彼此沿方向X间隔，并且设置在所述平行平面YZ中。另外，它们与中央箱20连成一体，该中央箱穿过所述拱弧中的每一个的中央。更具体地说，环形部分形式的每个拱弧26穿过所述两个侧向纵梁22，并且刚性地固定在所述两个纵梁22上，例如通过焊接或者机械组装。
简示地，所述拱弧26分别可以一体实施，或者例如借助于一个刚性地插入到另一个上面的两个相同部分实施。
在图3示出的优选实施例中，所述拱弧26的数量为4个，并且设有一个长度，该长度随着所述拱弧从该结构10的后面彼此靠近而减小。事实上，注意到在该结构10最前面并且与该中央箱20的前端连成一体的拱弧26具有半环的形状，该半环的两个端部因此大致设置在通过该纵向轴线34的平面XY，该平面类似于上述的第二平面。该第二拱弧26本身具有大致低于该半环的长度的长度，以此类推直到位于沿方向X考虑的该箱20的中央部分的最后拱弧26。
注意到由该环形部分的形式的拱弧26穿过的中央箱20的前部分不必须集成一些横向筋板24，然后所述两个侧向纵梁22之间通过该拱弧26的上部分连接。
所述多个拱弧30还包括恢复推力28的两个侧向拱弧(一个在图3中可见，因为其为透视图)。所述拱弧28有效地设置成能够恢复通过喷气式涡轮发动机2在该飞行器的不同飞行阶段期间产生的推力，以便限制该喷气式涡轮发动机2的纵向弯曲，更具体地说限制该吹风壳体12的弯曲。
在该中央箱20的每个侧面设置一个拱弧28，该拱弧28具有刚性连接到所述拱弧26上的前面部分，以及刚性连接在该中央箱20上的后面部分。具体地说，该两个拱弧28中的每一个具有与最前面的拱弧26的两个端部之一连成一体的前端，并且向后面和向高处延伸，同时刚性连接到其他拱弧26中的每一个的两个端部之一上。然后，其后端组装到该侧向纵梁22上，该侧向纵梁22与所述的拱弧28位于同一侧面，在该箱20的后部分处。观察到加强件36能够选择地增加用于加强该拱弧28的后端和该侧向纵梁22稳定的机械连接，该连接例如通过焊接或者机械组装而得到。
图4a示出了沿位于所述两个最前面的拱弧26之间的横向平面P1截取的剖面图，图4b示出了沿也是位于该最后面的拱弧26的后面的但是在该拱弧28和该中央箱20之间的连接的前面的横向平面P2截取的剖面图。
在所述附图中，可以有效地看到所述多个拱弧30限定了圆形截面的圆柱假想表面32的一部分，该多个拱弧30构成了在该纵向轴线34上对中的半圆截面的圆柱包络面/笼的一部分，正如从图4c可看到的。
注意到为了最小地形成从该吹风环形通道14出来的第二流的可能的扰动，该圆柱假想表面32的直径最好大致等于该吹风壳体12的环形部分18的圆柱外表面38的直径。另外，正如在图4a和4b中可看到那样，该侧向纵梁22仅仅在由该假想表面32限定的空间35的内部在非常小的距离上突出，从而它们不再显著干扰第二空气流的流动。这特别通过下述事实解释所述纵梁22设有沿方向Z的高度，该高度相对假想表面32和外部表面38的直径特别小。另外，仅仅所述纵梁22的下部分进入该空间35的内部，另一部分位于多个拱弧30的上部。
为了简示示出所述多个拱弧30的优选形状，该图4c示出了所述多个拱弧构成了在该纵向轴线34上对中并且包围该假想表面32的上半部分的圆形截面的圆柱包络面/笼40的一部分。因此，在图4c中，阴影示出的所述部分42对应于缺少多个拱弧30的部分以便形成整个半圆柱40。另外，该图示还允许理解下述事实该多个拱弧30大致形成了朝向该吹风壳体12的外周环形部分18的后面的延长部分。
参照图5，可以看到该悬挂杆4的刚性结构10完全适于支撑所述发动机连接件6a，6b，8，然后所述发动机连接件6a，6b，8可以容易地固定在该最前面的拱弧26上。事实上，所述第一和第二连接件6a，6b分别固定在该半环形最前面的拱弧26的两个端部上，而该第三连接件8与该同一拱弧26的上部分连成一体，该上部分位于所述中央箱20的两个侧向纵梁22之间。另外，在该中央箱20设有将该箱20分别向高处和向低处封闭的上水平纵梁和下水平纵梁(未示出以便清晰)的情况中，所述第三连接件8也位于该中央箱20的两个水平纵梁之间。
示例性地，刚刚描述过的刚性结构10的所有构成元件借助于金属材料例如钢、铝、钛或者借助于复合材料最好是碳实施。另外，所述多个拱弧30中的拱弧分别可以采用弯曲铁板带的形式。
附图6和7分别示出了上述的参照图3的刚性结构10的实施例的第一和第二变形。因此，在附图组合中，具有相同的附图标记的所述元件对应于相同的或者类似的元件。
首先参照示出了该第一变形的图6，注意到所述多个拱弧130相对于上述的多个拱弧30已经被改变，所述多个拱弧30一直实施为限定了圆形截面的圆柱假想表面32的一部分，最好构成了在纵向轴线34上对中的半圆形截面的圆柱包络面/笼的一部分。
相对所述多个拱弧30的改进是2个，因为位于该刚性结构10的最后面的环形形式的拱弧26已经被删除，相反加入了两个恢复推力的第二侧向拱弧142，所述两个第二侧向拱弧用于完成类似所述拱弧28的功能。
在该中央箱20的每一侧面设置了一个拱弧142，该拱弧142具有与最前面的拱弧26的两个端部之一刚性连接的前面端部，所实施的机械连接例如刚好位于该同一拱弧26和该拱弧28之间的固定处的上面。另外，恢复推力的第二侧向拱弧142向后面并且向高处延伸直到其后面端部组装在该侧向纵梁22上，该侧向纵梁22与该拱弧142位于同一侧面，在该箱20的中央部分处。而且，加强件144能够可选择地被增加以便加强在该拱弧142的后面端部和相连的侧向纵梁22之间稳定的机械连接，该连接例如通过焊接或者机械组装而获得。
另外，注意到恢复推力的第二侧向拱弧可以与所述两个其他环形部分形式的拱弧26相交，无需与该拱弧26连成一体。
参照示出第二变形的图7，注意到所述多个拱弧230相对刚刚描述的该多个拱弧130改变，但是该多个拱弧130总是实施为限定了圆形截面的圆柱假想表面32的一部分，并且最好形成在该纵向轴线34上对中的半圆截面的圆柱包络面/笼的一部分。
相对该多个拱弧130的改进也是2个，因为仅仅环形部分的形式的前拱弧26被保留，另外加入了两个保持恢复推力的拱弧28的保持拱弧246。
保持拱弧246设置在该中央箱20的每一侧面，并且具有一个刚性连接到该箱20的前部分的前端部。另外，该保持拱弧246向后面并且向下延伸直到其后端组装到恢复推力的拱弧28上，该拱弧28与该拱弧246位于同一侧面，在该拱弧28的大致中央部分处。
通过这样的构造，所述牵引变形的保持拱弧246允许该恢复推力的拱弧28在该飞行器的不同飞行阶段期间不弯曲，并且避免在该刚性结构10的同一侧面的所述两个拱弧28和142之间产生的显著间隔。
观察到在侧视图中，该刚性结构10的每一侧，该拱弧142和246大致形成了X。另外，该保持拱弧246可以与恢复推力的第二侧向拱弧相交，而不需要与之连成一体。
正如图7所示，可以构思所述两个拱弧246的两个前端部彼此连成一体，例如通过在所述两个侧向纵梁22之间焊接或者机械组装，所述两个拱弧246还分别与上述侧向纵梁22连接。当然，也能够构思用一个整体实施的并且在该中央箱20两侧延伸的保持拱弧代替所述两个拱弧246，这并不超出本发明的范围。
最后，正如在图3，6和7清楚示出的那样，该悬挂杆4的第一和第二替换实施例的中央箱20还可以进行一些细小的改变，例如横向筋板的布置和数量。
图8a-8c示出了一些显示在刚刚描述过的刚性结构10上组装该喷气式涡轮发动机的多个不同的连续操作步骤，即以第二变形的形式示出。
首先，正如图8a的箭头所示，该喷气式涡轮发动机2位于一个这样的位置在该位置中该发动机2的前面略微向下倾斜，向高处进行一位移，例如借助于常规的抬升小车，沿固定保持的刚性结构10的方向。
当该喷气式涡轮发动机2已经被充分提高以便进入到由假想表面32(未示出)限定的空间35的内部时，该发动机2安装该连接件6a，6b分别到该前拱弧26的端部和该吹风壳体12的外周环形部分18之间。
然后，该喷气式涡轮发动机2围绕第一和第二连接件6a，6b枢转以便其吹风壳体12能够重新安装，正如图8b示出的那样。该图8c示出了该喷气式涡轮发动机2的枢转从该外周环形部分18充分靠近该前面拱弧26以便能够进行对该第三发动机连接件8安装时起被停止。
参照图9，以非常部分地的和简化的方式看到根据本发明的另一个优选实施例的发动机组件1，该组件1大致类似于刚刚描述的组件。
该另一个优选实施例的特殊性在于，最前面的环形部分的形式的拱弧26(该悬挂杆4的其余部分并没有在图9中示出)设置了向内取向的突起75，该突起75与在该吹风壳体12的外周环形部分上在后面开出的槽沟77配合。
该槽沟77例如具有V形截面(V沟槽)，最好对应于一般在该外周环形部分18上开出的槽沟，从而确保该推力反向装置的固定。该槽沟一般为半球形并且整体在该壳体12的上部分上在该连接件6a和该连接件6b(未示出)的位置之间延伸。
因此在该发动机没有装备这样的推力反向装置的情况中，该最前面的拱弧26的突起75可以容易地集成在该槽沟77中，所述最前面的拱弧26最好在其整个长度上延伸并且最好具有V形截面。
这样，该突起75和槽沟77之间的配合允许确保以超静定的方式恢复沿方向X施加的力。因此，所述连接件6a，6b，8不再有利地确保恢复沿方向X施加的力。
另外确定的是在这样的构造中，当安装该发动机组件时，首先，在安装所述不同连接件6a，6b，8之前必须设置该环形部分的形式的拱弧26的突起75在该槽沟77中，该槽沟77位于该吹风壳体12的外周环形部分18上。
当然，可以由本领域技术人员对刚刚示范性非限定性描述过的用于飞行器的发动机组件1进行不同的改进。在这方面，特别可以注意到如果该发动机组件1已经示出在适于悬挂在该飞行器机翼下面的构造中，这该发动机组件1还能够在不同的构造中，这些不同的构造允许该悬挂杆安装在该同一机翼的上面。
权利要求
1.一种用于飞行器的发动机组件(1)，包括涡轮发动机(2)，悬挂杆(4)以及多个插入到该悬挂杆(4)和该涡轮发动机(2)之间的发动机连接件(6a，6b，8)，其特征在于，所述发动机连接件(6a，6b，8)中的每一个都固定在该喷气式涡轮发动机(2)的吹风壳体(12)上。
2.根据权利要求
1的用于飞行器的组件(1)，其特征在于，所述多个发动机连接件(6a，6b，8)由第一发动机连接件(6a)和第二发动机连接件(6b)和第三发动机连接件(8)构成，所述第二发动机连接件(6b)关于被该假想表面(32)的纵向轴线(34)和垂直方向(Z)限定的平面对称设置，该第三发动机连接件(8)被上述的同一表面穿过。
3.根据权利要求
2所述的用于飞行器的组件(1)，其特征在于，所述第一、第二和第三发动机连接件(6a，6b，8)固定在该吹风壳体(12)的外周环形部分(18)上。
4.根据权利要求
2或者3的用于飞行器的组件(1)，其特征在于，所述第一和第二发动机连接件(6a，6b)被由该涡轮发动机(2)的纵向轴(5)和该涡轮发动机(2)的垂直方向(Z)限定的平面穿过。
5.根据权利要求
2-4中任一项所述的用于飞行器的组件(1)，其特征在于，所述第一和第二发动机连接件(6a，6b)分别构思为恢复沿该喷气式涡轮发动机(2)的纵向方向(X)和沿该喷气式涡轮发动机(2)的垂直方向(Z)施加的力。
6.根据权利要求
2-5中任一项所述的用于飞行器的组件(1)，其特征在于，所述第三发动机连接件(8)构思为恢复沿该喷气式涡轮发动机(2)的纵向方向(X)和沿该喷气式涡轮发动机(2)的横向方向(Y)施加的力。
7.根据权利要求
1-6中任一项所述的用于飞行器的组件(1)，其特征在于，所述悬挂杆(4)包括一个刚性结构(10)，该刚性结构(10)包括多个拱弧(30，130，230)，它们设置成共同限定圆形截面的圆柱假想表面(32)的一部分。
8.根据权利要求
7所述的用于飞行器的组件(1)，其特征在于，所述多个拱弧(30，130，230)包括至少一个在所述假想表面(32)的纵向轴线(34)上对中的环形部分的形式的拱弧(26)，该纵向轴线(34)平行于该喷气式涡轮发动机(2)的纵向方向(X)。
9.根据权利要求
8所述的用于飞行器的组件(1)，其特征在于，所述悬挂杆(4)的刚性结构(10)包括平行于所述假想表面(32)的纵向轴线(34)延伸的中央箱(20)，该中央箱(20)与该环形部分的形式的每个拱弧(26)连成一体。
10.根据权利要求
9所述的用于飞行器的组件，其特征在于，所述多个拱弧(30，130，230)还包括两个恢复推力的侧向拱弧(28)，所述两个拱弧(28)分别设置在该中央箱(20)的两侧，所述两个侧向拱弧(28)中的每一个一方面与该环形部分的形式的每一个拱弧(26)连成一体，另一方面与所述中央箱(20)连成一体。
11.根据权利要求
10所述的用于飞行器的组件(1)，其特征在于，所述多个拱弧(130，230)还包括两个恢复推力的侧向拱弧(142)，所述两个拱弧(142)分别设置在该中央箱(20)的两侧，所述两个侧向拱弧(142)中的每一个一方面与该环形部分的形式的至少一个拱弧(26)连成一体，另一方面与所述中央箱(20)连成一体。
12.根据权利要求
10或者11所述的用于飞行器的组件(1)，其特征在于，所述多个拱弧(230)还包括两个保持恢复推力的侧向拱弧(28)的保持拱弧(246)，所述两个保持拱弧(246)分别设置在该中央箱(20)的两侧，所述两个保持拱弧(246)中的每一个一方面与所述两个侧向拱弧(26)之一连成一体，另一方面与所述中央箱(20)连成一体。
13.根据权利要求
10-12中任一项所述的用于飞行器的组件(1)，其特征在于，所述恢复推力的两个侧向拱弧(28)中的每一个都与环形部分的形式的每一个拱弧(26)的端部连成一体。
14.根据权利要求
8-13中任一项所述的用于飞行器的组件(1)，其特征在于，至少一个环形部分的形式的拱弧(26)是半环。
15.根据权利要求
7-14中任一项所述的用于飞行器的组件(1)，其特征在于，所述假想表面(32)的直径大致类似于所述喷气式涡轮发动机(2)的吹风壳体(12)的圆柱外表面(38)的直径。
16.根据权利要求
7-15中任一项所述的用于飞行器的组件(1)，其特征在于，所述多个拱弧(30，130，230)采用半圆形截面的圆柱包络面(40)的一部分的形式。
17.一种飞行器，其特征在于，包括至少一个根据权利要求
1-16中任一项所述的发动机组件(1)。
专利摘要
本发明涉及一种用于飞行器的发动机组件(1)，该发动机组件(1)包括涡轮发动机(2)，悬挂杆(4)以及多个插在所述悬挂杆(4)和涡轮发动机(2)之间的发动机连接件(6a，6b，8)。根据本发明所述多个发动机连接件包括两个彼此偏置设置在该涡轮发动机的垂直方向(Z)中的前连接件(6a，6b)，所述第一前连接件(6a)构思为使得独特地确保施加在该涡轮发动机(2)的横向方向(Y)上的应力恢复，而该第二前连接件(6b)构思成独特地使得沿该横向方向(Y)和垂直方向(Z)施加的应力恢复。
文档编号B64D27/26GK1993267SQ20058002622
公开日2007年7月4日 申请日期2005年8月3日
发明者L·迪奥昌, J·杜兰德 申请人:法国空中巴士公司导出引文BiBTeX, EndNote, RefMan