专利名称：用于悬挂飞行器推进单元的挂架的附接组件的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种用于悬挂飞行器推进单元的挂架的附接组件，飞行器推进单元悬挂在飞行器的结构元件上，例如飞行器的机翼或机身上，更为特别的涉及一种用于将这些挂架附接在所述推进单元上的组件。
背景技术：
一种用于飞行器的推进单元，包括安装在发动机机舱内部的双流涡轮喷气发动机，所述发动机限定了用于次流的流路，当该推进单元被附接至该结构内的柱时，其能够被安装在飞机的多个位置上。因此，使用附接装置能够将其悬挂在机翼下方，固定至机身上或安装在尾部单元，附接装置使其能够将发动机和飞机结构之间的机械负载(在其多个操作状态下，由发动机产生的负载以及来自于发动机传输给机舱的负载)传输至机翼。予以考虑的负载(力和压力)沿三个主要方向被定向。特别地，这些负载为每单位质量的负载或发动机的惯性负载、发动机的推力、空气动力负载以及由于偶然或意外的操作(关闭风扇叶片，撞击等)造成的负载。被传输的负载还包括围绕发动机轴线的转动扭矩的反作用力。这些附接装置还必须吸收在不同飞行阶段期间发动机所经受的形变(特别是由空间变化、由于热膨胀或收缩以及机械偏差所导致的形变)。例如，一种悬挂模式，包括以长形和刚性箱的形式将发动机附接至涡轮喷气发动机和飞行器机翼之间的柱，该长形和刚性箱能够沿飞行器的涡轮喷气发动机和结构之间的轴向(所述轴为发动机的轴线)、侧向和垂直三个方向传输负载(力和压力)。在穿过发动机的纵向轴线的竖向平面内延伸的柱，包括用于发动机的悬挂装置，通过所述悬挂装置，实现了所有在发动机和飞行器之间的负载(力和压力)的传输。这些悬挂装置包括上游发动机挂架和下游发动机挂架，特别地，所述上游发动机挂架固定在涡轮喷气发动机的中间壳体上，所述下游发动机挂架固定在涡轮喷气发动机的排气壳体上。如图3所示的现有技术的中间壳体120的特殊示例,这些挂架通过安装在壳体上的连接叉架100安装在前述的壳体上。在此图中可以看出，通过径向穿过壳体120的外罩121固定装置160，连接叉架100被固定在中间壳体120的外部保护罩121上。这些固定装置160包括螺母螺钉型的螺丝接合装置。由于支架100安装在这些叶片125的对面，这些固定装置160还穿过固定在中间壳体120上的出口引导叶片125。然而，壳体120上的连接叉架100的这样的组件并不令人满意。施加在中间壳体120和连接叉架100之间的接界面的拉力，可以造成复合结构的退化，例如由复合材料制成的壳体框架的层离。
因此，壳体上的连接叉架组件的可靠性也由此受到影响。因此，如果想去拆卸整流叶片125，该组件还要求取下挂架以及发动机。
发明内容
本发明的一个目的在于弥补前述的缺陷。特别地，本发明的目的在于对这些问题提供一种简单的、有效的和廉价的解决方案。还期望提出一种附接组件，能够消除任何在流体整流叶片和挂架的连接叉架之间的连接件，所述挂架插入至推进单元和设计成用于支撑该推进单元的柱之间。为此，本发明提出一种用于悬挂飞行器推进单元的挂架的附接组件，所述推进单元用于悬挂于飞行器的结构元件上，所述推进单元包括具有纵向轴线的涡轮喷气发动机，所述附接组件包括至少一个连接叉架，所述连接叉架用于将所述挂架附接至所述推进单元的壳体上，其特征在于，所述连接叉架通过装置固定在所述壳体上，所述装置设计成在所述壳体的外围形成所述连接叉架和所述壳体之间的连接。根据本发明，通过消除连接叉架和所述壳体内的壳体之间的任何组件连接件，相对于具有连接叉架的壳体的安装连接件而言，限制了所述壳体的退化的风险。根据特殊的实施例，所述组件可以包括一个或多个如下技术特征，可以考虑单独使用或根据所有技术上的可能而结合使用:-所述装置能够沿着平行于所述涡轮喷气发动机的纵向轴线的轴线，在所述连接叉架和所述壳体之间形成连接；-沿所述涡轮喷气发动机的纵向轴线形成的轴向连接的所述装置，包括:-至少一个设计用于紧固至所述连接叉架的第一孔眼，-至少一个设计用于紧固至所述壳体的外围的第二孔眼，-紧固装置，所述紧固装置适用于沿所述涡轮喷气发动机的纵向轴线穿过所述第一和第二孔眼，-所述第一孔眼形成于翼内，所述翼与所述连接叉的耳部整合为一体；-所述第二孔眼形成于所述壳体的外围结构元件内，所述壳体设计成支撑所述孔眼；-所述壳体的外围结构元件为连接法兰、加强件或专用结构；-形成轴向连接件的所述装置的布置，在每个连接叉架的任一侧上相同，或者安装成错开排列式；-所述壳体是风扇壳体、中间壳体或排气壳体；-所述壳体的外围结构元件形成在中间壳体的外部保护罩上。本发明还提供一种推进单元，包括通过挂架从飞行器的结构元件上悬挂的涡轮喷气发动机，所述推进单元还包括用于将所述挂架附接至如上所述的推进单元的壳体的组件。在阅读以下作为非限定示例的优选实施例的详细描述，并参考附图，本发明的其他方面、目的和优点将会体现，其中:-
图1是飞行器推进系统的挂架的侧面示意-图2是安装在图1的推进单元的壳体上的挂架的连接叉架的立体示意图；-图3和图4是相对于现有技术以及根据本发明的一个实施例的中间壳体和图1的推进单元的挂架的连接叉架之间的连接的截面图。按照惯例，在以下描述中，X指的是涡轮喷气发动机的纵向方向。此外，Y指的是类似涡轮喷气发动机的横向方向，Z为竖直方向或高度，这三个方向X、Y和Z彼此正交。进一步地，术语“上游”和“下游”应当认为是相当于飞行器向前移动的方向，该飞行器受到如下涡轮喷气发动机施加的推力。通常地，飞行器推进单元包括围绕涡轮喷气发动机的发动机舱，二者均具有纵向主轴线。众所周知，涡轮喷气发动机包括风扇和次流，所述风扇由主流来传送环形气流，所述主流供给驱动风扇的发动机，所述次流在为飞行器提供重要推力部分的同时，被排入大气中。所述风扇被容纳在外部壳体中，所述外部壳体下游方向引导次流，该次流穿过轮子，所述轮子在属于发动机机舱的中间段的中间壳体的内部旋转。所述壳体在图1中用附图标记120来表示。作为提醒，所述发动机机舱通常包括上游进气结构、围绕涡轮喷气发动机的风扇叶片的金属结构以及能够包含推力反向器装置的下游结构。该壳体还包括内部结构，所述内部结构包括风扇叶片的发动机下游的整流罩，所述整流罩与下游结构一起限定了环形气体流路，穿过该环形气体流路的次流被设计成相对于发动机产生的主热流进行循环。风扇被可旋转地安装在固定毂上，所述毂可通过多个固定臂连接至风扇壳体，所述固定臂能够在发动机与其支撑物之间传递部分负载。在该区域具有出口引导叶片(0GV)，其能够引导风扇产生的次流，并可选地将负载向风扇壳体传输。因此，中间壳体120是结构元件，其包括毂、在风扇壳体的下游端支撑该风扇壳体的保护罩的环形外部保护罩121、将毂连接至外部保护罩121的任意径向连接臂以及出口引导叶片(0GV)。进一步地，次流的流路被圆柱形套壳和位于涡轮的出口的排气壳体30向内限定，所述圆柱形套壳围绕发动机的主体并从中间壳体120的毂延伸。使用基本在竖直平面(穿过涡轮喷气发动机的纵向轴线的竖直平面)延伸的柱10，来将推进单元的涡轮喷气发动机悬挂在飞行器的结构元件上(例如在机翼下)位于发动机主体和飞行器机翼之间的空间中。然而，所提出的发明可以完全使用任何其他类型的涡轮喷气发动机附接件，例如机身或尾部单元。柱10包括刚性结构，通常是“箱”型，也就是通过组装的上部梁和下部梁以及相互连接的面板形成。挂架装置20被设置成插入涡轮喷气发动机和柱10之间，从而在涡轮喷气发动机和飞行器之间传输负载(力和压力)。这些挂架装置20是部件或元件的组件，用来确保发动机的紧固和发动机和柱10之间负载(力和压力)的传输，该挂架装置20通常包括位于中间壳体的外部保护罩121和柱20之间的至少一个上游发动机附接件21，以及位于排气壳体30的外部保护罩31和柱20之间的下游发动机附接件22。用于反馈或传输推力的装置，包括两个连接杆，这两个连接杆可以通过旋转棒彼此连接，并且例如可被安装在风扇壳体的上游，并且也可以被设置在发动机附接件的下游。每个上游发动机附接件21在涡轮发动机和飞行器之间的所有三个方向上传送部分机械负载(力和压力)。每个下游发动机附接件22也被设置成提供部分机械负载(力和压力)。这些发动机附接件21，22可以由本领域技术人员已知的任意形式制成，例如涉及设计成与连接杆类型的连接系统相配合的勾环和接头的组件。这些传统元件与现有技术中遇到的相同或相似，是本领域技术人员熟知的。因此，此处不提供详细的描述。这些发动机附接件21，22的组件通常是均衡的，并设置有失效保护系统以确保多余的负载(力和压力)传输。然而，非均衡方案和非失效保护方案也存在。这两种类型的附接件21，22通过紧固在风扇壳体、中间壳体120和/或排气壳体30上的连接叉架100，来安装在涡轮喷气发动机上。参考图2和图4，所示出的连接叉架100被设计成与挂架装置配合，并且特别是，连接叉架100被设计为与具有设置成紧固至中间壳体120的外部保护罩121的上游发动机附接件配合。以图1示出的具有连接杆类型的结合系统的发动机附接件为例，每个支架100都适于将外部保护罩121紧固至悬浮连接杆的下端，其中，连接杆的上端被安装在接头50上，所述接头50设置在相对于发动机的X轴线的横向平面内。根据本发明，发动机附接件20的每个连接叉架100都被适当的装置紧固在壳体120的外部保护罩121的圆周上，用于形成连接叉架100和在保护罩121外围的壳体120之间的连接件。在一个实施例中，所述连接件是沿与涡轮喷气发动机的X轴线平行的轴线的连接件。在另一个可选实施例中，所述连接件是沿与涡轮喷气发动机的X轴线不平行的轴线的连接件。每个连接叉架100都可在下面被描述。每个连接叉架100包括两个相对于平面YZ倾斜的平行的耳部101，并被设计成与挂架装置的组成元件相配合。至少一个所述耳部101被通过突出于平面(该平面横向于对应的耳部11，在一个非限定示例中，基本沿X轴线定向)的翼102延伸。在这个翼102中，至少一个孔眼103被设置成适于容纳紧固装置130，所述紧固装置103被设计用于将连接叉架100紧固至中间壳体120的外部保护罩121上。中间壳体120的外罩121依次包括至少一个在其外围向外突出的结构元件，以及优选地，至少两个分别位于连接叉架100的上游和下游的结构元件。在第一可选实施例中，这样的结构元件可以是在其外围向外突出的连接法兰122，以及优选地，至少两个分别位于连接叉架100的上游和下游的连接法兰122。每个连接法兰122包括形成法兰的连接部分，在径向方向延伸，基本在YZ平面内，其中至少一个孔眼123设置在连接叉架100的孔眼123的对面。值得注意的是，连接法兰122可被整合至壳体120中，例如通过单件形成单个部件或例如通过焊接或铆接固定至中间壳体120上。每个连接法兰122和连接叉架100的每个翼102都通过适当的紧固装置130 —体制成，所述紧固装置130被设计用于穿过每个法兰122和翼102中的相对的孔眼103，123，这可以与涡轮喷气发动机的X轴线平行或不平行。这些紧固装置130可以是已知的任何一种类型，例如，螺母螺钉型的螺丝接合装置或其他任何适于将外部保护罩120的每个法兰122紧固至连接叉架100的翼102的元件。值得注意的是，连接法兰122能够和壳体120同时由复合材料制成。在其他可选实施例中，在中间壳体120的外部保护罩121的外围向外突出的结构元件，可以成为加强件或者任何专用结构，与其长度无关并被设计成具有孔眼。所描述的所有涉及与连接法兰122相关的可选实施例可以适用于结构元件的其他可选实施例中。紧固装置130还起到定位中心元件的作用。值得注意的是，优选地如图3所示，形成的轴向连接件的装置的布置在每个连接叉架100的任一侧是相同的。在非限定示例的实施例中，形成的轴向连接件的装置的布置是对称的或是错开排列安装在每个连接叉架100的任一侧。因此，在错开排列的组件的示例中，能够在挂架连接叉架的任一侧设置两个圆周连接法兰，在挂架连接叉架中形成的错开排列的开口，被设计成容纳紧固装置，该紧固装置用于通过相应的连接叉架的翼来紧固法兰，以允许每个连接叉架与抵消该连接叉架的每一侧的轴向连接件装置相配合。此外，中间壳体120的外部保护罩121在其上游端被紧固至风扇壳体140，其也使用了分别位于外部保护罩121的上游端和风扇壳体140的下游端的外围环形连接法兰124，141。每个连接法兰124，141包括形成法兰并在径向方向延伸的第一连接部分，以及第二涡轮连接部分，所述第二涡轮连接部分具有沿涡轮喷气发动机的方向X延伸的基本圆柱形，从而使连接法兰的纵向截面为L型。然而,可以提出连接法兰的另一实施例。在外部保护罩121和风扇壳体140的外围向外突出的每个连接法兰124，141，使用适当的紧固装置150来彼此相互挤压，所述紧固装置150可以平行或不平行于涡轮喷气发动机的X轴线，并适于穿过在每个连接法兰124，141对面的通道。因此，外部保护罩121的连接法兰124通过任何已知的装置(例如螺丝接合装置)被连接至风扇壳体140的连接法兰141。此外，不考虑实施例，不同的连接法兰124，141能够与中心装置相关联，这使得能够将中间壳体120相对于风扇壳体140置于中心。当然，本发明不仅局限于上述实施例为示例所描述的设备，相反地包涵其中所有可能的备选。因此，本发明可被应用于任意壳体中，在这些壳体上，用于挂架装置的连接叉架100被设计成被安装在结构元件上，用于推进单元的悬挂。因此，本发明还可应用于附接组件，例如所述组件设置在风扇壳体或排气壳体上。相对于现有技术的附接件组件，本领域技术人员将会十分欣赏本发明的附接件组件，其中，形成连接叉架100和壳体120之间的轴向连接件的装置有利地形成于壳体外围的外部保护罩120的外侧。因此，在连接叉架100和中间壳体120的外部保护罩121之间消除了任何径向紧固装置，使得能够去除在出口引导叶片和连接叉架100之间的任何连接件。因而这些经受了非平面拉力的组件连接件，在壳体120的外围结构元件(例如连接法兰122)被恢复。因此，这减小了由形成中间壳体的外部保护罩120的复合材料制成的分层式的壳体120的层离风险。
权利要求
1.一种用于悬挂飞行器推进单元的挂架的附接组件，所述推进单元用于悬挂于飞行器的结构元件上，所述推进单元包括具有纵向轴线的涡轮喷气发动机，所述附接组件包括至少一个连接叉架(100)，所述连接叉架(100)用于将所述挂架附接至所述推进单元的壳体(120)上，其特征在于，所述连接叉架(100)通过装置固定在所述壳体(120)上，所述装置设计成在所述壳体(120 )外围形成所述连接叉架(100 )和所述壳体(120 )之间的连接件。
2.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述装置能够沿着平行于所述涡轮喷气发动机的纵向轴线的轴线，形成在所述连接叉架(100)和所述壳体(120)之间的连接件。
3.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，沿所述涡轮喷气发动机的纵向轴线形成的轴向连接件的所述装置，包括: -至少一个设计用于紧固至所述连接叉架(100)的第一孔眼(103)， -至少一个设计用于紧固至所述壳体(120)的外围的第二孔眼(123)， -紧固装置(130)，所述紧固装置(130)适用于沿所述涡轮喷气发动机的纵向轴线穿过所述第一和第二孔眼。
4.根据权利要求3所述的组件，其特征在于，所述第一孔眼(103)形成于翼(102)内，所述翼(102)与所述连接叉架(100)的耳部(101)整合为一体。
5.根据权利要求3所述的组件，其特征在于，所述第二孔眼(123)形成于所述壳体(120)的外围结构元件内。
6.根据权利要求5所述的组件，其特征在于，所述壳体的外围结构元件为连接法兰、力口强件或专用结构。
7.根据权利要求2-6任一项所述的组件，其特征在于，形成轴向连接件的所述装置的布置，在每个连接叉架(100)的任一侧是相同的，或者安装成错开排列式。
8.根据权利要求2-7任一项所述的组件，其特征在于，所述壳体是风扇壳体(140)、中间壳体(120)或排气壳体。
9.根据权利要求5-8任一项所述的组件，其特征在于，所述壳体的外围结构元件在中间壳体(120)的外部保护罩上形成。
10.一种推进单元，包括通过挂架悬挂飞行器的结构元件上的涡轮喷气发动机，所述推进单元还包括根据权利要求1-9中任一项的用于将挂架附接至所述推进单元的壳体(120)的组件。
全文摘要
本发明涉及一种悬挂飞行器推进单元的挂架的附接组件，其推进单元用于悬挂于飞行器的结构元件上，所述推进单元包括具有纵向轴线的涡轮喷气发动机，所述附接组件包括至少一个连接叉架(100)，所述连接叉架(100)用于将挂架附接至所述推进单元的壳体(120)，其特征在于，所述连接叉架(100)通过装置固定在所述壳体(120)上，所述装置设计成在所述壳体(120)外围形成所述连接叉架(100)和所述壳体(120)之间的连接件。
文档编号B64D27/26GK103153789SQ201180048614
公开日2013年6月12日 申请日期2011年10月4日 优先权日2010年10月15日
发明者埃尔维·于尔林, 尼古拉斯·德泽斯特雷, 奥特·巴尔克, 吉勒斯·查瑞尔 申请人:埃尔塞乐公司, 斯奈克玛