專利名稱：航空器發(fā)動(dòng)機(jī)的支架的改進(jìn)主結(jié)構(gòu)的制作方法
航空器發(fā)動(dòng)機(jī)的支架的改進(jìn)主結(jié)構(gòu)技術(shù)領(lǐng)域
通常， 一方面通緣三個(gè)聯(lián)接件即前聯(lián)接件、后聯(lián)接件、稱為凸頭 (spigot)的上聯(lián)接件進(jìn)行與機(jī)翼的結(jié)構(gòu)連接，而另一方面通過兩個(gè)聯(lián)接所述棱錐體使得發(fā)動(dòng)機(jī)能夠相對于機(jī)翼;移:'
本發(fā)明的目的在于使前述構(gòu)造更簡單、更輕便，為此本發(fā)明主要涉及到航空器發(fā)動(dòng)機(jī)的支架的主結(jié)構(gòu)，其特征在于所述主結(jié)構(gòu)包括整體 式的復(fù)合板，用以替代金屬梁件和金屬板，所述復(fù)合板包括使纖維按交叉 方向取向的纖維的疊敷層，以便將代替所述的金屬梁件和金屬板的縱向加 強(qiáng)件和橫向加強(qiáng)件的網(wǎng)格結(jié)構(gòu)集成在所述復(fù)合板的表層的厚度中。[12本發(fā)明允許取消加強(qiáng)件，并且通過將疊敷層(drapage)應(yīng)用于 在支架結(jié)構(gòu)性元件上輸入力的區(qū)域以在實(shí)施支架時(shí)獲得更好的靈活性。


[13在閱讀后文中按照本發(fā)明的一種實(shí)施例并參照附圖進(jìn)行的描述 中，將更好地理解本發(fā)明的其他特征和優(yōu)勢，所述附圖示出 [14圖1:按照現(xiàn)有技術(shù)的支架的主結(jié)構(gòu)的分解圖； [15圖2:按照本發(fā)明的一結(jié)構(gòu)的分解圖； [16圖3:圖2結(jié)構(gòu)^側(cè)板的側(cè)視圖； [171圖4A、 4B、 4C:圖3的細(xì)部； [18圖5:按照本發(fā)明的板的組裝體示意圖； [191圖6:發(fā)動(dòng)機(jī)固定至航空器的機(jī)翼的總體圖。
具體實(shí)施方式
[20借助承載支架將發(fā)動(dòng)機(jī)固定在航空器機(jī)翼下面。在圖6中示意性 示出了這種固定方式，在該圖中示出發(fā)動(dòng)機(jī)9、發(fā)動(dòng)機(jī)的風(fēng)扇的風(fēng)道 (car6nage) 19、機(jī)翼10、發(fā)動(dòng)機(jī)的承載支架的軍11和所述支架的主結(jié) 構(gòu)20。[21在圖中加深表示的所述主結(jié)構(gòu)20包括將發(fā)動(dòng)機(jī)連接到機(jī)翼的聯(lián) 接件，且其作用是支撐發(fā)動(dòng)機(jī)，使發(fā)動(dòng)機(jī)牽拉力通過，并避免傳遞振動(dòng)。 [221該主結(jié)構(gòu)包括發(fā)動(dòng)機(jī)聯(lián)接點(diǎn)及連接至機(jī)翼的聯(lián)接點(diǎn)。 [23圖1中示出按照現(xiàn)有技術(shù)的主結(jié)構(gòu)。24圖1的主結(jié)構(gòu)由金屬制的上梁件2、下梁件4和金屬制的側(cè)板1 和3構(gòu)成。加強(qiáng)框架在箱體內(nèi)部確保所述結(jié)構(gòu)的剛性。[25仍然按照現(xiàn)有技術(shù)，金屬梁件配設(shè)有縱向加強(qiáng)件13和橫向加強(qiáng) 件14。制成的元件是機(jī)加工成的復(fù)合金屬制元件，且整體的質(zhì)量仍很大。[26按照本發(fā)明，航空器發(fā)動(dòng)機(jī)9的支架11的主結(jié)構(gòu)包括整體復(fù)合 板la、 2a、 3a、 4a,以替代現(xiàn)有技術(shù)的主結(jié)構(gòu)的金屬梁件1、 2和金屬板3、 4。[2刀按照使纖維按交錯(cuò)方向取向的纖維的疊敷層(drapage ) 12制出 符合本發(fā)明的復(fù)合板，從而將替代金屬梁件的縱向加強(qiáng)件13和橫向加強(qiáng)件 14的網(wǎng)格結(jié)構(gòu)(maillage)集成在板表層的厚度中。[28圖3尤其示出所述結(jié)構(gòu)的與尤其施加在檢查口 8a、 8b、 8c處的 力相關(guān)的復(fù)合側(cè)板la、 3a，這些復(fù)合側(cè)板的疊敷層包括在檢查口周圍的加 強(qiáng)區(qū)域15。[29這些復(fù)合側(cè)板的疊敷層是一種準(zhǔn)各向同性(25/25/25/25 )型的疊 敷層，以確保在板的材料中承受同質(zhì)力。[30參照圖1，航空器的發(fā)動(dòng)機(jī)支架的主結(jié)構(gòu)包括將發(fā)動(dòng)機(jī)連接到支 架的接頭、和將支架連接到航空器的機(jī)翼10的接頭。[31在現(xiàn)有技術(shù)中，這些接頭6、 7、 71、 61是由附加在主結(jié)構(gòu)上的 元件構(gòu)成的。[32按照示出本發(fā)明的一特殊實(shí)施方式的圖2，至少某些接頭，尤其 是支架在機(jī)翼10上的聯(lián)接件的接頭7a,被集成于復(fù)合側(cè)板la、 3a。[33該實(shí)施方式向構(gòu)成主結(jié)構(gòu)的箱體提供更大的附著力，固定力直接 施力口在板上。[34為了實(shí)施構(gòu)成主結(jié)構(gòu)的箱體，至少上梁件2a配設(shè)有與側(cè)板la、 3a進(jìn)行連接的聯(lián)接凸邊16、 17。[35] 這些凸邊16、 17朝向結(jié)構(gòu)的外部，使得從箱體的外部能很容易 地固定上板和側(cè)板。此外，該固定方式增加了整體的剛度。[36] 上梁件2a是復(fù)合梁件，其由強(qiáng)定向型(50/20/20/10)的疊敷層 形成，從而提供縱向的極犬剛度。[37] 按照本發(fā)明的一有利實(shí)施方式，所述上梁件2a的疊敷層在力引 入?yún)^(qū)域18中、尤其是在鄰近在側(cè)板內(nèi)實(shí)施的接頭的區(qū)域中被加強(qiáng)。[38]發(fā)動(dòng)機(jī)的前固定由位于棱錐體5a端部的接頭實(shí)施，該接頭即為使支架連接至發(fā)動(dòng)機(jī)9的前聯(lián)接件6的支承件，39才艮據(jù)本發(fā)明的一有利的實(shí)施方式，所述棱錐體的至少梁件由復(fù)合 材料制成。40] 本發(fā)明并不局限于所示的實(shí)施例，尤其是位于支架的主結(jié)構(gòu)和機(jī) 翼之間的后固定接頭71也能集成于側(cè)板。
權(quán)利要求
1.航空器發(fā)動(dòng)機(jī)(9)的支架(11)的主結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述主結(jié)構(gòu)包括整體式的復(fù)合板(1a、2a、3a、4a)，以替代金屬梁件(1、2)和金屬板(3、4)，所述復(fù)合板包括使纖維按交叉方向取向的纖維的疊敷層(12)，以便將網(wǎng)格結(jié)構(gòu)集成在所述復(fù)合板的表層的厚度中，所述網(wǎng)格結(jié)構(gòu)代替所述的金屬梁件和金屬板的縱向加強(qiáng)件(13)和橫向加強(qiáng)件(14)。
2. 按照權(quán)利要求l所述的航空器發(fā)動(dòng)機(jī)的支架的主結(jié)構(gòu)，其特征在于， 所述主結(jié)構(gòu)的側(cè)板(la、 3a)為復(fù)合側(cè)板。
3. 按照權(quán)利要求2所述的航空器發(fā)動(dòng)機(jī)的支架的主結(jié)構(gòu)，包括將所述 發(fā)動(dòng)機(jī)連接到所述支架的接頭和將所述支架連接到所述航空器的機(jī)翼(10 ) 的接頭，其特征在于，至少某些接頭(7a)被集成于所述復(fù)合側(cè)板(la、 3a)。
4. 按照權(quán)利要求3所述的航空器發(fā)動(dòng)機(jī)的支架的主結(jié)構(gòu)，其特征在于， 集成于所述復(fù)合側(cè)板的所述接頭(7a )是將所述支架連接在所述機(jī)翼(10 ) 上的聯(lián)接件。
5. 按照權(quán)利要求2至4中任一項(xiàng)所述的航空器發(fā)動(dòng)機(jī)的支架的主結(jié) 構(gòu)，其特征在于，所述復(fù)合側(cè)板包括檢查口 (8a、 8b、 8c)，所述復(fù)合側(cè) 板的疊敷層在檢查口周圍具有加強(qiáng)區(qū)域(15)。
6. 按照上述權(quán)利要求中任一項(xiàng)所述的航空器發(fā)動(dòng)機(jī)的支架的主結(jié)構(gòu)， 其特征在于，所述主結(jié)構(gòu)包括至少一復(fù)合上梁件(2a),所述復(fù)合上梁件 配設(shè)有與所述復(fù)合側(cè)板(la、 3a)進(jìn)行連接的聯(lián)接凸邊(16、 17)。
7. 按照權(quán)利要求4所述的航空器發(fā)動(dòng)機(jī)的支架的主結(jié)構(gòu)，其特征在于， 所述復(fù)合上梁件(2a)由強(qiáng)定向型(50/20/20/10)的疊敷層形成。
8. 按照權(quán)利要求6或7所述的航空器發(fā)動(dòng)機(jī)的支架的主結(jié)構(gòu)，其特征 在于，所述復(fù)合上梁件(2a)的疊敷層在力引入?yún)^(qū)域(18)中被加強(qiáng)。
9. 按照上述權(quán)利要求中任一項(xiàng)所述的航空器發(fā)動(dòng)機(jī)的支架的主結(jié)構(gòu)， 包括棱錐體(5a)，該棱錐體為將所述支架連接至所述發(fā)動(dòng)機(jī)(9)的前聯(lián) 接件(6)的支承件，其特征在于，所述棱錐體的至少梁件由復(fù)合材料制成。10.按照上述權(quán)利要求中任一項(xiàng)所述的航空器發(fā)動(dòng)機(jī)的支架的主結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述復(fù)合板的疊敷層是準(zhǔn)各向同性型的疊敷層。
全文摘要
本發(fā)明的對象是航空器發(fā)動(dòng)機(jī)(9)的支架(11)的主結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述主結(jié)構(gòu)包括整體式的復(fù)合板(1a、2a、3a、4a)，用以替代金屬梁件(1、2)和金屬板(3、4)，所述復(fù)合板包括使纖維按交叉方向取向的纖維的疊敷層(12)，以便將代替所述的金屬梁件和金屬板的縱向加強(qiáng)件(13)和橫向加強(qiáng)件(14)的網(wǎng)格結(jié)構(gòu)集成在所述復(fù)合板的表層的厚度中。
文檔編號B64D27/00GK101233047SQ200680028080
公開日2008年7月30日 申請日期2006年7月13日 優(yōu)先權(quán)日2005年8月5日
發(fā)明者O·夏娃, 讓-皮埃爾·卡巴納克 申請人:空中客車法國公司