专利名称：包括发动机和所述发动机的安装装置的航空器发动机组件的制作方法
技术领域：
本发明通常涉及用于固定航空器发动机的挂架的领域，该挂架 应被定位在航空器机翼与发动机之间，更具体地，本发明涉及包括 所述挂架装置的发动机组件。
本发明可用在装备有涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机，或 其他装备有任何类型发动机的任何类型的航空器上。
也被称作EMS (发动机机架结构)的这种类型的固定挂架可用 于将涡轮喷气发动机悬挂在航空器机翼的下面，或者将该涡轮喷气 发动才几安装在该相同才几翼上方。
背景技术：
航空器发动机安装装置被设计成用于形成发动机与航空器机 翼之间的连接界面。该航空器发动机安装装置使得其相关发动机所 产生的载荷能够被传递到机身，并且还在发动机与航空器之间提供 用于燃料管线、电力、水力和空气的路径。
为了确^呆载荷的传递，发动才几支架(engine mount)包括例如 "箱(box)"类型的刚性结构，即，通过借助于4黄向肋连4妄在一起 的上部翼梁、下部翼梁的组装而形成的刚性结构。另外，发动机支架设置有定位在发动机与发动机支架的刚性结 构之间的安装装置，这些装置通常包括两个附件， 一般为前附件和 后附件。
而且， 一些安装装置包括用于传递涡轮喷气发动机产生的推力
载荷的推力支架装置(thrust mount device )。在现有4支术中，该装 置通常是两个侧连杆(side link)形式的，这些侧连杆首先连接于 中央发动机壳体的前部或连接于风扇壳体(或风机壳体)的后部， 其次连接于支架组件的刚性结构。
相似地，发动机支架还包括插入在发动才几支架与航空器机翼之 间的安装系统，该系统通常包4舌两个或三个附4牛。
最后，发动机支架设置有用于隔离并支撑不同系统同时承载气 动整;!^罩的;欠级纟吉才勾(secondary structure )。
以本领域技术人员公知的方式，由发动机产生的推力载荷通常 或多或少地导致发动机的纵向弯曲，也就是由于源自于推力载荷且 沿航空器的横轴施加的扭矩而导致的弯曲。在这一点上，还注意到， 在航空器巡航状态下，推力载荷是发动机纵向弯曲的唯一原因。
当出现所述纵向弯曲时，尤其是在航空器的巡航阶段出现所述 纵向弯曲时，存在两种可能的情况。在其中对于观察到的弯曲未采 ，取特别防范的第一种情况中，首先在转动着的风扇叶片与风扇壳体 之间不可避免地遭遇强摩纟察，其次在转动着的压缩4几和涡4仑叶片与 中央发动机壳体之间不可避免地遭遇强摩擦。所述摩擦的主要后果 是发动机的提早磨损，这显然不利于其使用寿命且有损于其性能指 标。在其中运转间隙已被改变以使得实际上不存在纵向弯曲导致的 任何接触的第二种情况中，发动机的投资收益(yield)大大降低。考虑到前述情况，明显的是，必须提供最好地限制由于推力载 荷导致的发动机纵向弯曲的安装装置，从而尽可能地使得限制摩擦 最小化，而无需4吏得上述运转间隙过大。
然而，已注意到，现有技术中的安装装置没有提供对于发动机 纵向弯曲(该纵向弯曲源自于与推力载荷有关的横轴扭矩)的完全 令人满意的限制，尤其是在航空器的巡航阶段。
发明内容
因此，本发明的目的是提供一种航空器发动机组件，该航空器 发动才几组件至少部分地克力良了以上所述的与现有4支术实施例相关 的缺点。
为了实现这个目的，本发明的主题是一种航空器发动机组件， 该组件包4舌发动才几和发动冲几支架，发动才几支架应净皮插在^t空器机翼 与该发动4几之间，并且包括刚性结构和用于将发动才几安装在刚性结 构上的装置，该安装装置包括第一附件和第二附件。根据本发明， 第一附件包括两个侧部半附件，每个侧部半附件均固定于发动机的 风扇壳体，并且第二附件^皮固定于该同 一发动机的中央壳体的前 部。
换句话说，在本发明的发动机组件中，所有所需发动机附件都 或是固定于发动才几的风扇壳体，或是固定于中央发动才几壳体的前 部。因此，在本发明特有的结构中(在该结构中，可以l又借助于第 二发动机附件确保将发动机产生的载荷传递到中央发动机的前部 上)，应该明白的是，该发动才几中央壳体的后中央部不再如现有^支 术实施例中那样借助于一个或多个后发动才几附件连4妄于发动4几支
架。同样，因而本发明不会在发动冲几的排气壳体(exhaust case )处提供任何发动机附件，这意味着实际上发动机的整个部分位于风扇 壳体后部，这有利于与安装装置不存在任何连接。
显然，应该理解的是，机械连接(发动机所产生的载荷能够经 由该机械连接在发动机与刚性结构之间传递)仅包括上述安装装 置，而这些安装装置本身仅包括第 一 附件的两个侧附件
(side-attachment)和所述第二附件。因此，发动机的位于所述第二 发动机附件后面的整个部分没有使用任何发动机附件来确保连接 至刚性结构上，该第二发动才几附件固定于中央发动4几壳体的前部。
因此，发动机附件的该具体布置使得中央壳体处受到的弯曲显 著降低，无论该弯曲是由于发动机产生的推力载荷导致的，还是由 于航空器各种飞行阶段期间可能遭遇的骤风所导致的。
因此，上述在弯曲方面的降^/f吏得转动着的压缩4几和涡轮叶片 与中央发动机壳体之间的摩擦明显降低，因此大大限制了由于这些 叶片的提早磨损而造成的收益损失。
通过"i兌明，应该注意的是，通过在风扇壳体上i殳置一个发动枳^ 附件以及在中央发动机壳体前部上设置一个发动机附件，这种事实 提供了将它们彼此适当地隔开的可能性。这种间隔的优点是，由于 与现有4支术解决方案(在现有冲支术中^f又定位在中央壳体上的发动机 附件不能够被间隔得那么远)中发现的那些相比，发动机附件需要 传递的与沿给定轴的力矩相关的载荷自然减弱了 ，因此能够简化这 些发动才几附件的i殳计。
最后，应说明的是，可有利地将发动机附件和发动机支架远离 发动才几的高温部件而定位，这4吏得可能会作用于这些元件(发动积i 附件和发动才几支架)的热效应明显降{氐。优选地，第二发动4几附件祐j殳计成以l更传递沿发动才几的纟从向方
向施加的载荷，而第 一发动才几附件的两个半附件分别祐:设计成以便 传递沿发动才几的纟从向方向以及沿发动才几的垂直方向施加的载荷。
另夕卜，可替换地，可如此设置，即，还将这两个发动机附件中 的任一个设计成使其传递沿发动机的横向方向施加的载荷。
优选地，第二发动机附件被固定于中央壳体前部的一部分，该 部分承载将该中央壳体连接于所述风扇壳体的固定叶片。在这种情 况下，有效地，发动机的整个部分位于风扇壳体后部，这有利于与 安装装置不存在任何连接，并因此能够自由地移动而不遭受任何纵 向弯曲。
然而，应记得的是，第二发动机附件可被定位于中央发动机壳 体的仍保持在其前部范围内的更后方，即，定位在高压压缩机的前 部中。
优选地，第一附件包括固定于发动才几的发动才几部件和固定于刚 性结构的发动才几支架部件，发动才几部件和发动才几支架部件4皮此固定 并分别具有彼此挤靠的两个接触表面，这两个接触表面沿由发动机 的才黄向方向和竖直方向所限定的平面而定向。
之后可以设置第二附件，即，使得该第二附件包括固定于发动 机的发动机部件和固定于刚性结构的发动机支架部件，发动机部件 和发动机支架部件彼此固定并分别具有彼此4齐靠的两个接触表面，定向。
然而， 一个优选解决方案包括，为第二附件i殳置固定于发动扭i 的发动才几部4牛和固定于刚'I"生结构的发动才几支架部^f牛，发动才几部4牛和发动4几支架部件;波此固定并分别具有4皮此挤靠的两个4妄触表面，然 而，这两个接触表面沿发动机的横向方向和竖直方向所限定的平面 而定向。
在所述情况中，这两个发动机附件被有利地设计成使得能够将 发动才几轴向定位在刚性结构上，这样，相对于发动才几沿垂直方向和 沿牙黄向方向布置的不同4妻触表面之间的4氐靠4吏得安装期间产生的 相对轴向移动纟皮阻止。
另一个解决方案包括设置第二附件，该第二附件包括用于传递
推力载荷的两个侧连杆，这些侧连杆具有连接于刚性结构的后端。 因此，通过将第二发动机附件设计成具有传统推力支架装置的形 式，可以将刚性结构前部的设计简化至使得其仅承载第 一附件的程 度。在这种结构中，后附件例如借助于承载推力连杆后端的均衡杆
(evenerbar)而连接至刚性结构的下中央部，如同现有技术实施例 中通常发现的那样。
最后，应说明的是，有利地，该安装系统为均衡系统，这大大 方便了其设计。
从下面给出的详细的非限制性描述中，本发明的其他优点和特
征将变得4艮明白。
下面将参照附图进行描述，附图中
图1是根据本发明第一优选实施例的航空器发动机组件的局部 示意透一见图；图2是实现本发明第 一优选实施例的第 一替换形式的航空器发 动才几组件的透^L图；图3是图2中发动机组件上示出的第一附件的分解透视图；图4是图2中发动机组件上示出的第二附件的分解透视图；图5是实现本发明第 一优选实施例的第二替换形式的航空器发 动才几组件的透^L图；图6是图5中发动机组件上示出的第二附件的分解透视图；图7是实现本发明第 一优选实施例的第三替换形式的航空器发 动才几组件的透-见图；图8是图7中发动机组件上示出的第一附件的局部透视图；图9是根据本发明第二优选实施例的航空器发动机组件的示意 寸生局部透—见图；图10是实现本发明第二优选实施例的第一替换形式的航空器 发动机组件的透视图；图11是图10中发动机组件上示出的第一附件的分解透视图；以及图12是实现本发明第二优选实施例的第二替换形式的航空器 发动机组件的透视图。
具体实施方式
在示出了本发明不同优选实施例的附图中，具有相同参考标号 的那些元件对应于相同或相似的元件。首先参照图1,可以看到旨在被悬挂于该航空器的机翼(未示 出)下面的发动才几组件1,该组件1是本发明第一优选实施例形式的，其包括支架装置4和发动机6 (诸如安装在该装置4下面的涡 4仑喷气发动才几)。通常，支架装置4包括承载用于安装发动才几6的装置的刚性结 构8，这些安装装置包括两个发动机附件10、 12。通过图示，可以注意到，组件l旨在^皮发动才几艙(未示出)所 包围，并且支架装置4包括用于将该组件1悬挂在航空器机翼下面 的另一组附4牛16。在下面的整个描述中，按照惯例，用X表示支架装置4的纵向 方向，该方向还相当于涡l仑喷气发动4几6的纟从向方向，该方向X平 行于该涡轮喷气发动机6的纵向中心线5。此外，Y表示横向于支方向，Z表示竖直方向或高度方向，这三个方向4皮》匕正交。此外，应当相对于航空器在喷气发动机6所施加的推力作用下 产生的行进方向来考虑术语"前"和"后"，通过箭头7示意性地 示出了i亥方向。在图1中，可以看到两个发动才几附件10、 12以及支架装置4 的一组附件16和刚性结构8。该装置4的其它组元(未示出，诸如 用于在承载气动整流罩的同时确保不同系统的分离和支撑的次级并且为本领域技术人员所知。因此，将不对其进行详细描述。另外，图中示出，涡轮喷气发动机6在其前部中具有大尺寸的 风扇壳体18,该风扇壳体限定环形风扇管20，并且该涡轮喷气发 动机朝向后部包括小尺寸的中央壳体22 ，该中央壳体包围该涡轮喷 气发动机的核心。最后，涡轮喷气发动机6朝向后部终止于尺寸大 于中央壳体22的4非气壳体23中。明显地，壳体18、 22和23^皮此 固定。在这方面，中央壳体22包括〃f立于前面且具有4交大直径的部 分25，该部分25承载固定叶片27，该固定叶片将该中央壳体22 连4妄于风扇壳体18。如可从图1中看到的，支架装置4的发动机附件10、 12的数 量为两个，并且基于下面进一步描述的它们之间的相对布置而分别 称为第一发动机附件和第二发动机附件或称为上部附件和下部附 件。第一发动机附件10插在刚性结构8的前端(出于清楚的原因 而未示出)与风扇壳体18的上部圓形部分之间。更确切地i兌，第一发动才几附件10包4舌两个侧部半附件10a，这 两个半附件10a中的每一个均被设计成使得它们可传递沿X方向以 及沿Z方向施加的载荷，如图l中示意性示出的。明显地，这两个 半附件10a相对于穿过发动才几6的纵向中心线5的垂直面(未示出) 对称地布置。通常，指定上述垂直面形成用于装备有其安装装置的整个支架 装置4的3于称面。另外，第二附件12被定位在刚性结构8的前端与中央壳体22 的部分25之间，即，位于该中央壳体22的前端处。因此而定位在第一附件10下面的第二附件12被设计成使其能 够传递沿方向X施加的载荷以及沿方向Y施力口的载4肓。通过可乂人图1中示意性;也看到的所述均4軒布置，由第一和第二 附件IO、 12共同传递沿纵向方向X施加的载荷，由第二附件12单 独传递沿4黄向方向Y施加的载荷，并且由第一附件10的两个半附 件10a共同传递沿竖直方向Z施力口的载荷。另外，仅由第一附件10的两个半附件10a确保沿方向X施加 的力矩的4专递，而由这两个发动4几附〗牛10、 12共同确^呆沿方向Y 施加的力矩的传递。另外，还^f又由第一附件10的两个半附件10a 确4呆沿方向Z施加的力矩的传递。图2示出了用于实施图1中所示的第一优选实施例的第一替换 形式的发动积』纟且^f牛1。在该第一替换形式中，结合有两个半附件10a的第一附件10 具有竖直界面，即，该第一附件包4舌分别紧固于发动才几6和紧固于 刚性结构8且沿平面YZ相4妄触的两部分，如下面将参照图3更详 细描述的。另一方面，第二附件12具有水平界面，即，该第二附 件包括分别紧固于发动机6和紧固于刚性结构8且沿平面XY相接 触的两部分，如下面将参照图4更详细描述的。因此参照示出了在最终安装于发动才几6与刚性结构8之间前的 第一附件10 (或上部附件)的图3,可以看到，该附件10包4舌固 定于发动机6的发动机部件28和固定于刚性结构8的发动机支架部件30,这两个部件20、 30中的每一个均以经过^从向中心线5的 垂直面作为刈—称面，以限定出两个半附件10a。发动机部件28包括横向定向并固定于风扇壳体18上端部的中 央托架32，该中央托架32结合有沿平面YZ并朝向后部定向的接 触表面34。另夕卜，该中央托架32的每一侧均设有沿方向Y定向的销36(由 于图3为分解透视图，因此在该图中仅可看见一个销)，每个销36 均形成其相关半附^牛10a的纟且成部分并与侧部4乇架38(优选为三角 形的)配合。因此沿平面XZ定^立的侧部4乇架38具有在上述销36上才区專争的 一个顶点，而该4则部4乇架的另外两个顶点4昔助于销:陂固定在次级侧 部托架40上，该次级侧部托架也沿平面XZ定向并与遵循风扇壳体 18圆周4仑廓的框架42形成为单一件。该框架42具有例如L形截面 且牢固地安装在紧固于风扇壳体18的另 一框架44上，该另 一框架 也具有L形截面以确^f呆这两个元件42、 44之间的双平面(biplanar ) 接触。至于发动才几支架部件30，其装备有结合有4妄触表面47的中央 :板46,该*接触表面47沿平面YZ并沿向前方向定向。该中央—反46 保持在两个侧部支撑件48上，这两个侧部支撑件布置在刚性结构8 前部的每一侧上。如图3中的虚线50、 52、 54示意性示出的，发动机部件28和 发动机支架部件30旨在经由沿方向X定向的螺栓和销(未示出) 彼此固定。因此，预先4吏得接触表面34和47相互挤靠，之后将每 个半附件10a的螺栓和销定位成4吏得它们相继穿过中央托架32、中央板46、以及侧部支撑件48，因此中央托架、中央板、以及侧部 支撑件具有为此目的而设置的孔。应该注意的是，尽管在图3中^f又左半附件10a是完全可见的， 但右侧的半附件也具有相同的设计。另外，应该理解的是，中央托 架32和中央4反46是打算用作由上部附件10的两个半附件10a共 用的元件。为了承载该上部附件IO,刚性结构8包括传统类型的主 箱56，即，基本沿方向X 乂人后向前延伸并由通过牙黄向肋连^妄在一 起的上部翼梁和下部翼梁组装形成。因此附件10的发动机支架部 件30紧固于该箱56的前端部处。另外，刚性结构8包括向下突出部58,该突出部58附在箱56的前端下面。突出部58基本上被设置为用于确保第二附件12的安装，参照 图4更详细地描述。因而参照图4,该图示出了在最终安装于发动才几6与刚性结构 8之间前的第二附件12 (或下部附件)，可以看到，该附件12包括 固定于发动才几6 (更确切地i兌，固定于中央壳体前部的部分25上) 的发动才几部件62和固定于刚性结构8 (更确切地说，固定于突出部 58)的发动才几支架部4牛60,这两个部分60、 62中的每一个均以经 过纵向中心线5的竖直面作为对称面。发动机部件62包括沿纵向以及水平方向定向的中央板64,并 结合有沿平面XY沿向上方向定向的4妄触表面66。发动才几部4牛62 还包括紧固于部分25上部的两个支撑托架68，中央板64的前端插 在这两个支撑4乇架之间。因此，这两个支撑4乇架68也沿平面XY 布置，位于下部位置中的托架可选地装有纵向加强肋(未示出)。基本竖向定向的销61在这两个支撑托架68与中央板64之间形成连接。对于发动一几支架部件60来i兌，其基本上装备有具有4妾触表面 67的中央^反70,该*接触表面沿平面YZ并向下定向，因A匕该中央4反 70构成刚性结构8的突出部58的下端。如图4中由点线72、 74示意性示出的，发动机部件62和发动 机支架部件60旨在例如经由沿方向Z定向的螺栓(未示出)彼此 固定。因此，预先4吏得接触表面66和67相互4齐靠，之后将螺栓定 位成使得它们依次穿过中央板70和64，因此这些板具有为此目的 而"i殳置的孑L。图5示出了用于实现图1所示第一优选实施例的第二替换形式 的发动4几组件1。在该第二替换形式中，包含两个半附件10a的第一附件10与 图2和图3中所示的附件10具有相同的"i殳计。因此将不再对其进 行进一步的描述。另一方面，该第二替换形式的第二附件12具有以下特性，该 第二附件具有垂直界面，即，该第二附件包括分别紧固于发动机6 和刚性结构8且沿平面YZ相接触的两部分，如下面将参照图6详 细描述的。在示出了最终安装于发动机6与刚性结构8之间前的第二附件 12 (或下部附件)的图6中，可以看到，该附件12包括固定于发 动机6的发动机部件76和固定于刚性结构8的发动机支架部件78, 这两个部4牛76、 78中的每一个均以经过至从向中心线5的竖直面作 为对4尔面。发动机部件76包括上部中央托架80和下部中央托架82,这些 4乇架80、 82相4妄触并分别具有L形截面和通常的T形截面。它们 -故布置成4吏得它们重叠的后部沿平面YZ定向，并且〗吏得位于最后 部的4乇架82的后部形成沿平面YZ并朝向后部定向的4妄触表面84。以与上述的前部相同的方式，这两个中央4乇架80、 82的前4妄 触部插入于紧固于部分25的上部的两个支撑托架86之间，这两个 托架86沿平面XY布置。通过图示，支撑托架86与托架80、 82 的前部之间的连4妻伊二选通过销(例如沿方向Z穿过所有这些元件的 双头销)来实现。关于发动机支架部件78，其装备有中央4乇架88,该中央托架 -没置有沿平面YZ定向的中央^反90，以及均沿平面XZ定向的两个 侧壁92。该中央4乇架88经由它的板90限定沿平面YZ并向前定向的4妄 触表面94。另外，应该注意的是，该托架88通常定位在其所紧固的刚性 结构8的前端下面，但是尽管如此，中央板卯也可向上延伸直到 它与前附件10的中央才反46 (图3具体示出)相结合。另一方面， 该托架88的侧壁92优选定位成与刚性结构8的侧壁(未赋予参考 标号)为连续的，如图6中清楚示出的。另夕卜，可添加平4亍于侧壁92的一个或多个皇从向加强肋(-f又由 点线示出了一个)，以提高传递推力载荷的可能性。如图6中的点线96、 98示意性示出的，发动才几部4牛76和发动 机支架部件78旨在例如经由沿方向X定向的螺栓和销(未示出) 4皮此固定。因此，预先4吏得4妄触表面84、 94相互4齐靠，之后将螺栓和销定位成使得它们依次穿过为此目的而设置有孔的中央托架80、 82以及中央^反90之一。通过图示，指定图6中标号为100且形成在上部中央托架80 中的孔旨在容纳沿纵向定向的销，以4吏其能够传递沿方向Y施加的 载荷，这是因为可以i己4寻如先前所述的，该第二附4牛12旨在传递 沿方向X和Y施加的载荷。该第二替换形式具有简化刚性结构8前端部的优点，该刚性结 构不再需要如图2所示的第一替换形式的情况那样具有任何突出 部。因此，该刚性结构具有与图2中所示结构相同或相^f以的传统箱 56的形状。另外，构成安装装置的这两个附件10、 12均具有竖向和;晴向 界面，该竖向和横向界面有利地允许发动才几6在刚性结构8上的轴 向定位，因此在安装期间进行的相对轴向移动通过沿平面YZ布置 的不同表面34、 47、 84、 94之间的邻4妻而^皮止动(abut )。图7示出了用于实现图1所示第一优选实施例的第三替换形式 的发动才几i^H牛1。在该第三替换形式中，第二附件(由于该图是透视图，因此该 第二附件不可-见)具有与图2和图4中所示附件12相同的^:计， 或者具有与图5和图6中所示附件12相同的^1计。因此将不再对 其进行进一步的描述。另一方面，该第三替换形式的第一附件10不同于第一和第二 替换形式中所述的，尽管其仍然为具有两个半附件10a (每个半附 件均能够传递沿方向X和Z施加的载荷)的类型。参照图8,该图示出了定位在发动机6与刚性结构8之间的第 一附件10 (或上部附件)，可以看到该附件10以经过《从向中心线5 的垂直面作为对称面，该指定具体用于限定两个半附件10a。该附件10首要包括"镜向定向并紧固于刚性结构8前端部的中 央托架102，其设计可与针对第二替换形式所述的相同或相似。由于中央托架102的两个侧端分別属于左半附件和右半附件， 因ot匕该4乇架102参与限定这两个半附4牛10a。首先，应i兌明的是，由于这两个半附4牛10a是相同的，因此下 面将〗又描述左侧上的半附件。因此，如图8中可看到的，中央4乇架102的侧端 K载沿纵向轴 线104在该中央托架上枢转且位于平面YZ中的束缚物(shackle ) 106，该束缚物106位于一定角度下以4吏其朝经过发动才几6的中心 线5的垂直面向上延伸。束縛物106的外端沿紧固于风扇壳体18 上部的托架(未示出)上的纵向轴线108枢转。因此，束缚物106 的具体定位和固定允许相关半附件10a传递沿方向Z施加的载荷。另夕卜，中央托架102的侧端还承载沿横向轴线110枢转的连杆 112，该连杆112位于平面XZ中并略孩i处于一定角度下以使该连杆 朝向发动机6的后部略微向上延伸。连杆112的前端沿紧固于风扇 壳体18上部的托架(未示出)上的一黄向轴线114枢转。因此，连 杆112的具体定位和固定允i午相关半附件10a传递沿方向X施加的 载荷。现在参照图9,可以看到旨在被悬挂于该航空器的机翼(未示 出)下面的航空器发动机组件1,,该组件1具有包括支架装置4和发动机6 (诸如附在该支架装置4下面的涡轮喷气发动机)的第二 优选实施例的形式。该发动才几组件1基本上与图1中所示的组件相同，《又有的差别 在于，沿方向Y施加的载荷不再由第二发动机附件12传递，而是 由第一发动才几附4牛10的中央部分10b传递，该中央部分是除已有 的两个半附件10a而另外存在的。因此，通过图9中示意性示出的所述均4軒布置，由第一和第二 附件10、 12共同传递沿纵向方向X施加的载荷，由发动机附件10 的中央部分10b单独传递沿4黄向方向Y施加的载荷，并且由第一附 件10的两个半附件10a共同传递沿竖直方向Z施加的载荷。另外，由附件10的两个半附件10a单独确保沿方向X施力口的 力矩的传递，而由这两个发动才几附件10、 12共同确^呆沿方向Y施 加的力矩的传递。另外，同样，由第一附件10的两个半附件10a 单独确保沿方向Z施加的力矩的传递。图IO示出了用于实施图9中所示的第二优选实施例的第一替 4奐形式的发动才几组件1。在该第一^,换形式中，包含两个半附件10a的第一附件10具 有与图8所示的附件IO相似的设计。因此，下面将参照图ll仅描 述另加的元件。除传递沿方向X和Z施加载荷的两个半附件10a以外，前附件 10有效地包含束缚物120形式的中央部分10b，该束缚物位于平面 YZ中并沿纵向轴线122在中央托架102上枢转，该束缚物120被 布置在这两个半附4牛10a的两个束缚物106之间。因此，可从图11中看到，托架102的中央部分以枢轴形式承 载束縛物120，该束縛物基本沿发动机6的方向Y定向，以<更传递 沿该同一方向施加的载荷。最后，束缚物120的另一端沿纵向轴线 124在紧固于风扇壳体18上部的托架(未示出)上枢转。再参照图10,应该注意的是，该第一替换形式的第二附件12 具有以下特征，即，其为具有侧连杆的传统推力支架装置的形式， 该侧连杆也紧固于中央壳体22的前部，例如，紧固于岸义载固定叶 片的部分(不可见)，该固定叶片将该同一中央壳体22连接至风扇 壳体18。有效地，该第一替换形式中的第二附件12包括布置在垂直面 每一侧的两个用于传递推力的侧部连杆(侧部推力连杆)128，该 垂直面经过发动才几6的纵向中心线5。因此每个连杆128均包括前 端和后端，该前端在紧固于中央壳体22前部的4乇架(不可见)上 枢转，该后端在本领域技术人员公知类型的平衡杆130上枢转，从 而构成附件12的整体部分。平衡杆130紧固于刚性结构8的下部，例如，直接位于中央壳 体22后部的上方，或直接位于排气壳体23的上方。该第一替:换形式具有简化刚性结构8前部的优点，该前部4又需 7 c载附件10，而不再7K载附件12。因此该刚性结构8可以具有本 领域l支术人员7>知的简单传统箱的形式。图12示出了用于实现图9所示第二优选实施例的第二替换形 式的发动机组件1。在该第二替换形式中，第一附件10的i殳计与图3中所示的附 件10的i殳计相同，另外附加有用于确係^f专递沿方向Y施加的载荷 的具体特征。因此，将不再描述该第一附件10。另夕卜，第二附件12具有与图10中所示的附件12相同的设计， 在该意义上，第二附件是具有两个侧连杆128的传统推力支架装置 的形式。因此，将不再描述该第二附件12。最后，应该注意的是，图2和图5中分别示出的第一优选实施 例的两个第一替换形式被设计成使它们能够借助于第一附件10确 保传递沿方向Y施加的载荷，并且借助于第二附件12单独确保传 递沿方向X施加的载荷，因此这两个替换形式还适用于实施本发明 的第二优选实施例。具体地，在图5和图6中所示的第二替换形式 的情况中，附件12不再需要结合有任何穿过孔100的纵向销，这 是因为在该情况下沿方向Y施加的载荷的传递借助于附件10来实 现，参照图3详细描述的该附件10的设计完全能够确保所述传递。的航空器发动机组件1做出各种修改。
权利要求
1.一种航空器发动机组件(1)，包括发动机(6)和用于所述发动机(6)的支架装置(4)，所述发动机支架装置(4)被设计成定位于所述航空器的机翼(2)与所述发动机(6)之间并且包括刚性结构(8)和用于将所述发动机(6)安装在所述刚性结构(8)上的装置，所述安装装置包括第一附件(10)和第二附件(12)，其特征在于，所述第一附件(10)包括两个侧部半附件(10a)，每个侧部半附件均固定于所述发动机(6)的风扇壳体(18)，并且其特征在于，所述第二附件(12)被固定于所述发动机(6)的中央壳体(22)的前部。
2. 根据权利要求1所述的发动机组件(1 )，其特征在于，所述第 二发动机附件(12)祐:设计成传递沿所述发动才几(6)的纵向 方向(X)施加的载荷，并且其特征在于，所述第一发动机附 件(10)的两个半附件(10a)中的每一个均^皮"i殳计成传递沿 所述发动机(6)的纵向方向(X)以及沿所述发动机的垂直 方向(Z)施力口的载4肯。
3. 根据权利要求2所述的发动机组件(1 ),其特征在于，所述第 二发动机附件(12)还被设计成传递沿所述发动机(6)的横 向方向(Y)施力o的载^^。
4. 根据权利要求2所述的发动机组件(1 ),其特征在于，所述第 一发动机附件(10)还被设计成传递沿所述发动机(6)的横 向方向(Y)施力n的载荷。
5. 根据前述权利要求中任一项所述的发动机组件(1 ),其特征在 于，所述第二附件(12)被固定于所述中央壳体(22)前部的 一部分(25),所述部分承载将该同一个中央壳体(22)连接 于所述风扇壳体(18)的固定叶片。
6. 才艮据前述权利要求中任一项所述的发动才几组件(1 )，其特4正在 于，所述第一附件(10)包括固定于所述发动机(6)的发动 机部件(28)和固定于所述刚性结构(8)的发动^L支架部件(30)，所述发动机部件和所述发动机支架部件(28、 30 )彼 此固定并分别具有4皮此4齐靠的两个4妄触表面(34、 47)，所述 两个接触表面(34、 47)沿由所述发动机(6)的横向方向(Y) 和垂直方向(Z)所限定的平面而定向。
7. 根据权利要求6所述的发动机组件(1 )，其特征在于，所述第 二附件(12 )包括固定于所述发动才几(6 )的发动才几部件(62 ) 和固定于所述刚性结构(8)的发动机支架部件(60),所述发 动才几部件和所述发动才几支架部4牛(62、 60 ) 4皮此固定并分别具 有彼此挤靠的两个接触表面(66、 67),所述两个接触表面(66、 67)沿由所述发动4几(6)的至从向方向(X)和垂直方向(Z) 所限定的平面而定向。
8. 根据权利要求6所述的发动机组件(1 )，其特征在于，所述第 二附件(12 )包括固定于所述发动才几(6 )的发动才几部件(76 ) 和固定于所述刚性结构(8)的发动机支架部件(78),所述发 动斗凡部件和所述发动才几支架部件(76、 78 )彼此固定并分别具 有4皮此挤靠的两个接触表面(84、 94 )，所述两个接触表面(84、 94)沿由所述发动才几(6)的4黄向方向(Y)和垂直方向(Z) 所限定的平面而定向。
9.根据与权利要求4相结合的权利要求6所述的发动机组件(1)其特征在于，所述第二附件(12)包括两个侧部推力连杆(128)， 所述连杆(128)具有连接于所述刚性结构(8)的后端。
10. 4艮据前述权利要求中任一项所述的发动冲几组件(1 ),其特征在 于，所述安装装置形成均4軒系统。
全文摘要
本发明涉及一种航空器发动机组件(1)，包括发动机(6)和用于发动机(6)的支架装置(4)，该支架装置(4)旨在被定位于航空器的机翼与发动机之间并且包括刚性结构(8)和用于将发动机(6)安装在所述刚性结构上的装置，所述安装装置包括第一附件(10)和第二附件(12)。根据本发明，第一附件包括两个侧部半附件(10a)，每个侧部半附件均固定于发动机的风扇壳体(18)上，并且，第二附件被固定于该发动机的中央壳体(22)的前部上。
文档编号B64C27/26GK101263053SQ200680033893
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
发明者伊莎贝尔·彼得里桑, 利昂内尔·迪奥雄, 拉法埃拉·马斯特罗贝尔蒂 申请人:法国空中客车公司