专利名称：用于航空器的涡轮喷气发动机挂架的制作方法
技术领域：
本发明通常涉及用于4元空器的涡一仑喷气发动才几挂架。该类挂
架，也纟皮称作EMS (发动积4几架结构)，该挂架可用于将涡一仑喷气 发动机悬挂在航空器机翼下部，或者将该涡轮喷气发动机较好地安 装在该同一才几翼上部。
背景技术：
这才羊的才圭架(mat d，accrochage )祐Li殳i十成用于构成在涡專仑喷气 发动机与航空器的机翼之间的连接界面。该挂架使该航空器的相关 涡寿仑喷气发动才几产生的作用力传4命到该航空器的结构，并且还允许 燃料、电力系统、水力系统和空气在发动才几与4元空器之间通过。
为了确保作用力的传输，挂架(m勤)通常包括"沉箱(caisson )" 类型的刚性结构，即，通过借助于横向肋相互连4妻的上部梁、下部 梁和侧一反的组装而构成的刚性结构。
另 一方面，挂架配备有插在涡轮喷气发动机与挂架的刚性结构 之间的装配系统，该系统通常包括至少两个发动片几附件(attache ), 一4殳为至少一个前附件和至少一个后附4牛。
装置。在3见有才支术中，该装置例如是两个侧部连一干形式的， 一方面，
连4妻于涡l仑喷气发动4几风才几(soufflante )壳体的后部，另一方面，
同样地，挂架还包括插入在该挂架的刚性结构与航空器机翼之 间的第二装配系统，该第二装配系统通常包^舌两个或者三个附4牛。
最后，该挂架配备有用于将系统隔离(segregation)和固定在 适当4立置同日寸支4掌空气动力学整;危装置(carenage a6rodynamique ， 或流线型外壳)的副结构。
面体沉箱的形状，以便能吸收相关涡轮喷气发动机产生的全部作用 力。
因此，在其中大尺寸沉箱形状的挂架被设置成接近于涡轮喷气 发动机的中央壳体的具体情况下，该挂架不可避免地引起从风机环 形管道逸出的(风机)次级气流(flux secondaire )的强大干扰，这 直接导致较大的阻力，以及涡轮喷气发动4几效率的损失和增加的燃
料消耗。
而且，这些干扰因侧部连杆类型的推力吸收装置的存在而被加
重，该连^HM立于风才几环形管道的出口处。
发明内容
因此，本发明的目的是才是供一种至少部分地克力良以上所述的与 现有纟支术实施例相关的缺陷的、用于4充空器的涡4仑喷气发动才几挂 架，并还提供了具有至少一个这样的挂架的航空器。
为此，本发明的目的是提出一种用于航空器的涡轮喷气发动机 的挂架，该挂架具有包括纵向中央沉箱的刚性结构，该刚性结构还
包4舌与中央沉箱前部连成一体的两个侧部沉箱，并且每个侧部沉箱 包括上表面和下表面，该挂架还包括设计成用于吸收沿挂架纵向方 向施加的作用力的第 一和第二前发动机附件，该第 一和第二前发动 ^L附件分别,皮-没置在两个侧部沉箱上。
因此，借助于为此目的而设置的两个侧部沉箱，本发明能吸收
推力(即，沿挂架的纵向方向定向的作用力)。该吸收(reprise )可 通过完全令人满意的方式进行，即，通过第一和第二前附件的4,力 可容易地通过这些沉箱的表面(也可定性为应力表面)传递。 一旦 这些作用力已^皮传递至侧部沉箱的上端，这些作用力然后到达纟从向 中央沉箱，这些作用力可沿《人向方向穿过该鈔人向中央;兄箱朝4圭架后 邵传递(acheminer )。
类似地，需要理解的是，两个侧部沉箱主要借助于设在每个沉 箱上的前闭合框架和后闭合框架来完美地吸收沿竖直方向施加的力矩。
最后，这同样也用于吸收沿挂架纵向方向施加的力矩，在第一 和第二前附件也i殳计成吸收沿挂架的竖直方向施加的作用力的情 况下，由侧部;咒箱有,支i也确4呆该吸^:。
另外，如上所述，挂架的刚性结构包括纵向中央沉箱(也称作 中央4丑转箱)，该沉箱平4亍于虚拟表面的纟从向轴线延伸，因jt匕该沉 箱与每个侧部沉箱相连^妻(或耳关结)。当然，由这些侧部沉箱所冲是 供的机械强度，可4吏中央沉箱具有比它们过去的尺寸更小的尺寸 (主要指其厚度)。这意味着，该中央沉箱还能对从风机环形管道
输出的次级气流(或风机气流)仅造成非常小的干扰。
在这方面，还应注意的是，由安装在侧部沉箱上的第一和第二 前发动机附件吸收推力，并且不再由侧部连杆型的专用吸收装置吸
收推力，还使得避免了次级气流干扰(以前由于在风才几环形管道出 口处存在这些侧部连坤干而导致出SL气流干4尤)。
优选地，这两个侧部沉箱中的每个均具有下表面，下表面共同 限定基本上是圓柱形的虛拟表面的一部分，该虚拟表面具有圆形截 面以及用于与涡4仑喷气发动才几的纟从向轴线相重合的优选纵向的轴线。
因此，两个下表面中的每个均具有能围绕基本上是圆柱形(具 有圆形截面)的虚拟表面延伸的曲率。因此它们共同形成刚性结构 的组件，与现有技术的传统方案相比，该刚性结构能有利地仅微弱 干扰与其相关耳关的涡津仑喷气发动才几的风才几环形管道流出的次纟及气 流，在现有技术中，挂架为大体积的平行六面体的单一中央沉箱的 形式，被设置成非常接近涡轮喷气发动机的中央壳体。
实际上，可以设置虚拟表面的直径基本上与相关联的涡轮喷气 发动机的风机壳体的外圓柱表面的直径相同，这意味着，由这些下 表面形成的刚性组件基本上位于风机壳体的该外表面的延长部分 中，更普遍地是在该壳体的周边环形部分的延长部分中。自然;也，
两个侧部>咒箱与具有圆形截面的基本上圆— 主形的外罩(enveloppe ) 部分相似并且其直径与风机壳体直径相近的具体情况下，可能由这 些沉箱？I起的次级气流的干扰是极其弱小的，甚至几乎不存在。
因此，这能有利地实现正面阻力、涡4仑喷气发动才几的效率以及 燃料消井€方面的改进。
值得注意的是，如果两个侧部沉箱通常^L考虑作为具有圓形截 面的基本上圓柱形的外罩的 一部分，则该部分优选为具有半圓形截 面的基本上是圆柱形的外罩部分的形状。自然地，该优选的形状完
全适合于确保将涡轮喷气发动机容易地安装在挂架的刚性结构上。
另一方面，如上指出，位于两个侧部沉箱之间的纵向中央沉箱 设置为使得仅产生次级气流的很弱小的干扰。为此，仅其下部的很 小部分向虚拟表面的内部突出。
优选地，每个侧部沉箱由前闭合框架在前部闭合，该前闭合冲匡 架沿由^圭架的一黄向方向以及竖直方向限定的平面定向。在该'清况
下，可以i殳计，第一和第二前发动—几附件分别与侧部沉箱的两个前 闭合框架相连接，这样这两个前附件可以被容易地安装在涡轮喷气 发动4几的风4凡壳体上。
还是优选地，第 一和第二前发动机附件被虚拟表面的纵向轴线 和挂架的横向方向限定的平面穿过。因此，需要理解的是，该特征 能有利地实现对涡轮喷气发动机轴线处的推力的吸收，意味着涡轮 喷气发动机的纵向弯曲度的显著减小。
优选地，如上所述，第一和第二前发动才几附件每个被设计成4吏 得吸收沿挂架纟从向方向和挂架竖直方向施加的作用力。因此，在此 构造中，可以设计，该挂架包括多个发动机附件，该多个发动机附 件由相对于由虚拟表面的纵向轴线和该挂架的竖直方向限定的平 面对称的第 一和第二前发动才几附件、净皮该同 一平面穿过的第三前发 动机附件以及与纵向中央沉箱相连接的后发动机附件构成。
因此，所有的前发动机附件用于安装在风机壳体上，这提供了 4吏这些附件相互有大间3巨的可能性。该大间^巨具有显著简〗匕发动枳j 附件的设计的优点，原因在于，与给定轴线上的力矩相关联的这些 发动机附件必须吸收的作用力自然就小于在现有技术的传统方案 中遇到的作用力，在传统方案中，发动才几附件位于中央壳体上，相 互不能远离。
另夕卜，这些前附件能有利地远离涡轮喷气发动机的发热部分， 这意^未着可能作用于这些元件上的热效应显著减少。
.另夕卜，使用了这样的设置就不再需要侧部连杆类型的推力吸收 装置，吸收由涡轮喷气发动机产生的全部作用力主要在风机壳体上 进行，并借助于第一、第二和第三前发动机附件，因为保持在挂架 和中央壳体或喷射壳体之间的唯一耳关系是由后发动才几附件构成的， 该后发动机附件的主要作用是限制涡轮喷气发动机后部的竖直振 动。
因此，该发动机附件的特殊设置《1起在中央壳体处的弯曲度的 显著减小，该弯曲度是由于涡轮喷气发动机所产生的推力或由于在 航空器飞行的各阶段而可能遇到的阵风引起的。
因此，以上所述的弯曲度的减小引起在压缩机的和涡轮的旋转 叶片与发动机的中央壳体之间的摩擦的显著减小，并因此显著限制 了这些叶片的磨损带来的功率损耗。
在多个发动才几附件构成,争态确定的装配系统的情况下，第三前 附件被设计为使得仅吸收沿挂架横向方向施加的作用力，并且后发
动才几附件,皮设计为^吏得〗又吸收(reprendre)沿挂架竖直方向施力口的 作用力。
动才几附件，该后发动才几附件^皮^殳计为^f又p及4欠沿涡寿仑喷气发动4几竖直
方向上施加的作用力。这意口未着，如果该后发动才几附Y牛实际上〗立于 次级气流的环形管道内，限制于吸收竖直作用力的后发动才几附件的 功能就导致相对小的体积，使得由该后附件引起的次级气流干扰是 非常微小的。因此，这使得能在发动机的整体性能上实现显著改进。
而且，在仅吸收竖直作用力的后附件是唯一的位于次级气流环 形管道中的发动机附件的设置中，可考虑第一、第二和第三发动机 附件固定于风机壳体的周边环形部分，这使这些发动机附件可以有 利地占有它们相互远离的位置。
一种替换方式在于，挂架包括多个发动才几附件，该多个发动枳^ 附件由相对于由虚拟表面的纵向轴线和挂架的竖直方向限定的平 面对称的第 一和第二前发动机附件，以及与纵向中央沉箱相连4妻的 后发动才几附件构成，第三前附件则被去除了。
因此，目的还是为了获得用于形成l争态确定的装配系统的多个
以及该4圭架竖直方向施力0的4乍用力。
本发明的目的还在于4是供一种^t空器，该4元空器包括至少一个 i者如以上所述的4圭架。
本发明的其它优点和特征会在以下的非限制性详细描述中变 得显而易见。
此"i兌明参照以下附图，其中
图1示出了航空器发动机组件的侧视图，该发动机组件包括根 据本发明优选实施例的挂架；
图2示出了图1所示组件的透视示意图，为了更清楚地显示该 同一挂架的发动机附件，去除了挂架的刚性结构。
图3示出了根据优选实施例的挂架的局部放大透视图4示出了沿图3横剖面Pl得到的剖视图5示出了用于角罕释侧部沉箱形状的透—见图，该侧部;冗箱用于 部分i也构成图3所示的发动枳4圭架；
图6示出了图3所示挂架的分解图7示出了与图3所示相似的视图，在图7内，已加入挂架的 发动一几附件的示意图示；
图8示出了与图2所示相似的视图，在图8内，挂架的发动才几 附件以可替^的形式呈现。
具体实施例方式
如图1所示，可见用于^皮固定在该^t空器(没有示出)的4几翼 下的4元空器发动机组件1,根据本发明第一优选实施例，该组件1 包4舌发动枳^圭架4。
总体上，发动机组件1包括涡轮喷气发动才几2和挂架4，挂架 4尤其是配备有多个发动才几附件(attache) 6a， 6b, 8， 9和这些附 件固定于其上的刚性结构10 (在图l上附件6b被附件6a遮盖)。 指示性地，值得注意的是，组件1用于被发动机舱(没有示出)环 绕，并且挂架4包括用于确保该组件1悬挂在4元空器机翼下的另一 系列附件(没有示出)。
在所有接下来的阐述中，根据惯例，挂架4的纵向方向称作X, 该方向还与涡4仑喷气发动4几2纟从向方向相似，该方向X与涡4仑喷气 发动机2的纵向轴线5相平行。另一方面，相对挂架4的一黄向方向 称作Y，并可i人为该方向与涡寿仑喷气发动才几2冲黄向方向相同，Z 是竖直方向或高度方向，这三个方向X，Y和Z相互正交。
另一方面，词"前"和"后"蜂皮认为是相对涡專仑喷气发动才几2 所施加的推力而发生的航空器前进方向而言，该方向由箭头7示意 性示出。
图1上，只有发动才几附件6a， 6b， 8， 9和挂架4的刚性才几构 l(H皮示出了。 4圭架4的其它组成部件没有^皮示出，i^如在4元空器扭' 翼下的刚性才几构10的连4妄装置(moyens d，accrochage,或悬^桂装 置)，或者确保系统的分隔和维持同时支撑空气动力学整流装置的 二级结构，这些部件是与现有冲支术中的部件相同的或者相似的^f专统 部件，并且—皮本领i或4支术人员所知。因此，不^"这些部件进^^壬4可 i羊纟田4笛述。
另一方面，涡4仑喷气发动才几2的前部i殳置有4交大体积的风才几壳 体12,该壳体限定风机环形管道14，并且涡4企喷气发动机2在接 近后部处包括较小体积的中央壳体16，该中央壳体将涡轮喷气发动 机机芯封闭在内。最后，中央壳体16通过比壳体16大的喷射壳体 17向后延长。这些壳体12、 16和17显然4皮此连成一体。正如上述 可见，在此4尤选的是具有高流量比的涡4仑喷气发动才几。
如图l所示，本发明的其中一个特征在于，第一前发动才几附件 6a以及第二前发动才几附件6b两个都用于固定在风才几壳体12上，并 且相对于由轴线5和方向Z限定的平面P对称。
王见参照图2，可见示意性示出的第一附4牛6a和第二附4牛6b相 对平面P对称设置，并且两个都优选设置于风机壳体12的周边环 形部分上，更确^刀的i兌是在该同一部分的后部上。
因J:匕可以i殳计第一和第二前发动才几附4牛6a、 6b在周边环形部 分上是完全相反的，该周边环形部分具有风机壳体12的圆柱外表
面18, 因此每个这些附件6a, 6b被由》从向轴线5和方向Y限定 的第二平面p'穿过。
如图2中的箭头示意性示出，第一和第二前发动^L附件6a、 6b每个被设计成能吸收由涡轮喷气发动4几2沿方向X和沿方向Z 上产生的作用力，j旦不是沿方向Y上施加的作用力。
通过这种方式，两个相互离的4艮远的附件6a、 6b共同确保沿 方向X上施加的力矩和沿Z方向施加的力矩的吸4欠。
还是参照图2,可见第三前发动机附件8被示意示出并同样固 定于风才几壳体12的周边环形部分上，也优选在该部分的后部上。
附件6a、 6b、 8通过若干发动机结构部分(没有示出)固定于 壳体12的周边环形部分上，它们实际上优选设置于周边环形部分 的后部。但是，也可能碰到发动机，该发动机的结构部分更接近周 边环形部分的前部，这意口未着附件6a、 6b、 8固定于更接近发动^L 的前部，总是固定于风机壳体12的周边环形部分上。
关于第三附件8，其位于风机壳体12最高部分上，因而在周边 环形部分的最高部分上，因此虚拟地被上面指出的第 一平面P穿过。 另外，平面YZ (没有示出)优选地穿过三个附件6a、 6b和8。
如图2的箭头所示，第三发动才几附件8 一皮:没计为^f又仅能p及收涡 4仑喷气发动才几2沿方向Y产生的作用力，而不是沿方向X和Z施 力口的作用力。
还是参照图2，可见示意示出的后发动才几附件9固定于刚性结 构10 (在该图上未示出)和喷射壳体17之间，并伊乙选在壳体17的 最大直径部分处。值得注意的是，确切地说，优选地第一平面P虚 拟i也穿过该后附4牛9 。
如图2的箭头所示，后发动机附件9被设计为仅仅能吸收涡轮 喷气发动才几2沿方向Z产生的作用力，而不是沿方向X和Y施力口 的作用力。
通过这种方式，该附件9因此与两个前附件6a和6b共同确保 口及4丈沿方向Y施力n的力头巨。
自然i也，该后附4牛9可以不同的方式》文置，即;故置在涡4仑喷气 发动机2的中央壳体16上，优选在其后部，或者在中央壳体16和 喷射壳体17之间的连4妻处20。
在所有的情况下，该后附件9因此位于具有高流量比的涡專仑喷 气发动机的次级气流(没有示出)的环形管道内。但是，其功能性 局限于吸收竖直作用力的事实意p未着其体积相对4交小，使得由该后 附件9引起的次级气流干扰仅仅4艮弱小。因此，这样能获得在涡專仑 喷气发动机的整体性能上的重要改进。
值得注意的是，若附件6a、 6b、 8和9在图l和图2中一皮示意 地示出了，需要理解的是，这些附件可根据本领域技术人员所知的 4壬4可形状制成，诸如与钩环(manille)和4妻头(ferrure )的组件相关的形状。
如上提及，与刚刚所述的构造相关的主要优点之一在于，前发 动机附件6a、 6b和8在风机壳体12上的具体位置引起了在航空器 飞4亍的不同形势下中央壳体16弯曲度的显著减少，并因此导致压 缩才几和涡4仑的叶片与中央壳体16相对摩纟寮造成的磨损的显著减少。
参照图3,详细示出了根据本发明的发动机挂架4的刚性结构 10,发动才几附件6a、 6b、 8和9在该图上一皮主动省略了 。
首先，值得注意的是，刚性结构10被设计为相对于上述的第 一平面P,即，相对由涡寿仑喷气发动才几2的i从向轴线5以及方向Z 限定的竖直平面对称。
该刚性结构10包括纵向中央沉箱22 (也称为扭转箱)，该中央 -;冗箱Z人结构10的一端向另一端在与X方向平4亍的方向X上延4申。 值得注意的是，该沉箱(caisson) 22可由两个侧部梁30的组件形 成，该侧部梁在平4亍的平面XZ内沿X方向延伸，并且通过4黄向肋 23相互连4妄，该一黄向肋定向在平4亍的平面YZ内。另夕卜，上部梁35 和下部梁36也用于闭合;咒箱22。
两个侧部沉箱24a、 24b与刚性结构10相补充，刚性结构10 的中央沉箱22位于这一刚性结构10的上部部分处，两个沉箱24a、 24b的每个都与扭转中央沉箱22连成一体并且在该中央沉箱的两 侧沿方向Y向下凸出。
与中央沉箱22前部相连4妾的侧部沉箱的特4正之一为，每个侧 部沉箱具有下表面26a、 26b，该下表面朝向涡4仑喷气发动4几并共同 限定一个具有圆形截面的基本上圆柱形的虚拟表面32的一部分， 该虚拟表面32的》从向轴线34与中央沉箱22以及方向X平4亍，如 图3所示。
-换句i舌"i兌，该两个下表面26a和26b在其整个长度上每个均具 有合适的曲率以Y更能够位于该虚拟表面32周围并与其接触。因此， 通常，两个沉箱24a、 24b —起形成具有圓形截面的基本是圆柱形 的外罩/外壳的一部分，并可以位于涡轮喷气发动4几2的中央壳体 16的周围并相距一定距离。
值得注意的是，确切的说，优选轴线34与涡4仑喷气发动才几的
纵向轴线5重合。结果，可见刚性结构10也相对于由纵向轴线34 和4圭架4的方向Z限定的竖直平面对称。
图4示出了沿冲黄剖面Pl得到的剖面图，该4黄向平面任意i也穿 过侧部沉箱24a、 24b。
在该图上，明确可见，两个下表面26a、 26b与它们的外表面 限定了具有圓形截面的基本上是圓柱形的虚拟表面32的一部分， 两个沉箱24a、 24b恰好构成具有在纵向轴线34上确定中心的半圓 形截面的基本是圆柱形外罩/夕卜壳的一部分，正如将参照图5描述的。
值得注意的是，为了尽可能少生成从风^/U不形管道14流出的 次级气流的干扰，圆柱形虚拟表面32的直径优选基本上与风才几壳 体12的环形部分的圆柱形外表面18的直径相同。另一方面，如图 4所示，中央沉箱22的元件仅仅在由虛拟表面限定的空间38内部 凸出很小距离，以便它们也不再显著干扰次级空气流的流动。这尤 其通过以下事实解释侧部梁30具有沿方向Z的高度，相对虚拟 表面32和外表面18的直径，该高度才及其小。
为了示意示出侧4f^冗箱24a、 24b^尤选的形^l犬，图5显示了这 些侧部沉箱共同构成具有半圆形截面的基本上是圆柱形的外罩/外 壳的^5U又一部分，该外罩/外壳在鈔人向轴线34上确定中心并包围上 半个虚拟表面32。因此，在该图5上，有影线图示的部分42对应 于两个沉箱24a、 24b缺少的部分以形成完整的半圆柱40。值J寻注 意的是，在图3和图4所示的挂架上，该部分42净皮中央沉箱22的 一部分所代替，该中央沉箱22的一部分在虚拟表面32的内部轻农i 凸出并将两个沉箱24a和24b相连接。另外，该图示使我们可理解两个侧部沉箱基本上形成向风机壳体12的周边环形部分后部延长 的部分。
共同参考图5和图6,可见与侧部沉箱24b相同并对称的,'J部 沉箱24a包4舌下表面26a以及上表面44a，该下表面26a与方向X 平4亍并构成具有圓形截面的圆柱形元件的一部分，该上表面44a也 与方向X平行并也构成具有圆形截面的圆柱形元件的一部分。表面 26a和44a优选同心。
表面26a、 44a通过前闭合才匡架28a和后闭合冲匡架46a才目互连 才妄，该4医架28a和46a4黄向定向并分别位于沉箱24a的前部和后部。 另夕卜，与平面P'平行并优选被该同 一平面穿过的闭合板48a用于闭 合;冗箱24a的下4卩，并因jt匕卄寻片匡架28a、 46a以及表面26a、 44a的 下部末端连4妻在 一起。
自然地，侧部沉箱24b包括元件26b、 44b、 28b、 46b和48b 分另'J与5冗箱24a的元4牛26a、 44a、 28a、 46a禾口 48a才目同。
如图5和图6所示，可见两个下表面26a、 26b以单一件制成， 并且在它们的上部部分处通过沿平面XY定向并与中央沉箱22的 下部梁36接触的连接板50而相互连接。当然，与下部梁36宽度 相同的々反31向虚拟表面32内部丰至樣t凸出。
类似地，可以i殳计两个前闭合才匡架28a、 28b以单一件制成， 并在它们的上部部分处通过沉箱22的前闭合一匡架31相互连4妄，该 框架31沿平面YZ定向。结果，在此构造中，以单一件制成的框架 28a、 28b、 31因而i殳置于同一平面YZ中，并构成挂架4的刚性结 构10的前端吾卩。
另夕卜，^直^^主意的是，冲匡架46a、 46b和表面44a、 44b的上端
部例如借助于机械组装装置固定安装于中央沉箱22的侧部梁30上。
参照图7，可见挂架4的刚性结构10完全适用于支撑前发动坤几 附件6a、 6b、 8，因为这些前发动机附件可容易地固定在与框架28a、 28b和31整合在一起的以单一件制成的横向件上。实际上，第一和 第二附^牛6a、 6b分另'J固定于两个前闭合才匡架28a、 28b的两个下端 部以使j皮平面P，穿过，而第三附件8与位于上述才匡架28a、 28b 之间的前闭合框架31连成一体。因此在这种方式下，需要理解的 是，两个前发动才几附件6a、 6b相对由挂架4的纵向轴线34和方向 Z限定的竖直平面乂于称，以及与上述第一平面相同的该同一平面穿 过第三发动才几附件8。
后发动4几附一f牛9通过与下部梁36相连4妄的支架54而固定于中 央沉箱22之下。该支架54从下部梁36开始沿方向Z向下延伸足 够长的距离使得附件9能够安装于涡轮喷气发动机2的喷射壳体17 上。
指示性地，上述的刚性结构10的全部构成元件用金属材冲+诸 如钢，铝，4太制成，或用合成材津+,优选-灰制成。
参照图8，可见才艮据上述优选实施例的一个替4灸方式的用于4亢 空器的发动4几组件1 (挂架的刚性结构没有,皮示出)。
该组件与所述第一优选实施例范围内描述的组件相似。因此，
该第二优选实施例的主要区别在于去除第三前发动机附件9, 并设置后发动机附件9确保不仅吸收沿方向Z施力口的力矩，也吸收
沿方向Y施加的力矩。因此，该替换方式还获得用于形成l争态确定
的(isostatique,均衡的)装配系统的多个发动机附件。
当然，本领域技术人员可对前面示例性而非限制性描述的用于 航空器的涡轮喷气发动机2的挂架4进行不同修改。在这方面，尤 其要指出，既然挂架4被设置在适用于将其悬挂在航空器机翼之下 的构造中，则该挂架4还可存在于4吏其能安装在该同 一机翼之上， 甚至在4元空器的才几身后部的不同构造中。
权利要求
1.一种用于航空器的涡轮喷气发动机(2)挂架(4)，所述挂架具有包括纵向中央沉箱(22)的刚性结构(10)，其特征在于，所述刚性结构(10)还包括两个与所述中央沉箱(22)的前部相连接的侧部沉箱(24a，24b)，并且每个所述侧部沉箱包括上表面(44a，44b)和下表面(26a，26b)，所述挂架还包括设计为吸收沿所述挂架纵向方向(X)施加的作用力的第一(6a)和第二前发动机附件(6b)，所述第一和第二前发动机附件(6a，6b)分别设置在所述两个侧部沉箱(24a，24b)上。
2. 根据权利要求1所述的用于航空器的挂架(4),其特征在于， 所述两个下表面(26a, 26b )共同限定具有圓形截面和纵向轴 线(34)的基本上圓柱形的虚拟表面(32)的一部分。
3. 根据权利要求2所述的用于航空器的挂架(4),其特征在于， 所述两个侧部沉箱(24a， 24b)共同形成了具有半圆形截面的 基本上圆柱形的外罩(40)的一部分。
4. 根据前述权利要求中任一项所述的用于航空器的挂架(4),其 特4i在于，每个侧部沉箱(24a, 24b)由前闭合冲匡架(28a， 28b )在前部闭合，所述前闭合框架沿所述挂架的横向方向(Y ) 以及竖直方向(Z)限定的平面定向。
5. 根据权利要求4所述的用于航空器的挂架(4),其特征在于， 所述第一和第二前发动才几附4牛(6a， 6b)分别与所述侧部;兄箱 的戶斤述两个前闭合才匡架(28a, 28b) ^目连才妄。
6. 根据前述权利要求中任一项所述的用于航空器的挂架(4)，其特征在于，所述第一和第二前发动机附件(6a, 6b)被由所述 虚拟表面(32)的纵向轴线(34)和所述挂架的^黄向方向(Y) 限定的平面穿过。
7. 根据前述权利要求中任一项所述的用于航空器的挂架(4),其 特征在于，所述第一和第二前发动机附件(6a， 6b)的每个都 被设计成吸收沿所述挂架(4)的纵向方向(X)和沿所述挂 架的竖直方向(Z)施加的作用力。
8. 根据权利要求7所述的用于航空器的挂架(4 ),其特征在于， 所述挂架包括多个发动才几附件(6a， 6b， 8, 9)，所述多个发 动机附件(6a, 6b， 8, 9)由所述第一和第二前发动机附件(6a, 6b)、第三前发动才几附^牛(8)以及后发动才几附件(9)构成， 所述第一和第二前发动才几附4牛(6a, 6b)相^"于由所述虚拟表 面(32)的所述i从向轴线(34)和所述挂架的竖直方向(Z) 限定的平面只于称，所述第三前发动才几附〗牛(8);故该同一平面 穿过，所述后发动才几附件(9)与所述纟从向中央沉箱(22)相 连接。
9. 根据权利要求8所述的用于航空器的挂架(4),其特征在于， 所述第三前附件(8 )被设计为^U又吸收沿所述挂架(4 )的所 述横向方向(Y)施加的作用力，以及所述后发动机附件(9) 一皮i殳计为^5U又吸收沿所述挂架的所述竖直方向(Z)施加的作 用力。
10. 根据权利要求7所述的用于航空器的挂架(4),其特征在于， 所述挂架包4舌多个发动才几附件(6a， 6b， 8， 9)，所述多个发 动机附件(6a, 6b， 8, 9)由所述第一和第二前发动机附件(6a, 6b)以及后发动才几附4牛(9)构成，所述第一和第二前发动枳^ 附件(6a， 6b)相对于由所述虚拟表面(32)的所述纵向轴线 (34)和所述挂架的竖直方向(Z)限定的平面对称，所述后 发动才几附4牛(9)与所述乡人向中央;兄箱(22)相连才妄。
11. 根据权利要求10所述的用于航空器的挂架(4)，其特征在于， 所述后发动机附件(9 )被设计成吸收沿所述挂架(4 )的所述 横向方向(Y)以及沿所述挂架的所述竖直方向(Z)施加的 作用力。
12. 根据权利要求8或10所述的用于航空器的挂架(4 ),其特征 在于，多个所述发动^U付件(6a， 6b, 8, 9)形成静态确定的 装酉己系纟充。
13. —种4元空器，其特征在于，所述4元空器包括至少一个—艮据前述 权利要求中任一项所述的挂架(4)。
全文摘要
本发明涉及一种用于航空器的涡轮喷气发动机挂架，该挂架具有包括纵向中央沉箱(22)的刚性结构(10)。根据本发明，刚性结构(10)还包括两个与所述中央沉箱(22)的前部相连接的侧部沉箱(24a，24b)，挂架还包括设计为吸收沿挂架纵向方向(X)上施加的作用力的第一(6a)和第二前发动机附件(6b)，所述第一和第二前发动机附件分别设置在两个侧部沉箱上。
文档编号B64C27/00GK101180211SQ200680017431
公开日2008年5月14日 申请日期2006年5月22日 优先权日2005年5月23日
发明者伊莎贝尔·彼得里桑, 利昂内尔·迪奥雄, 戴维·沙尔捷, 迈克尔·萨拉托 申请人:法国空中客车公司