專利名稱：飛行器發(fā)動機的懸掛支柱，包括所述支柱的組件及相關聯(lián)的飛行器的制作方法
技術領域：
本發(fā)明首先涉及飛行器發(fā)動機的懸掛支柱，以及包括所述支柱的組件及相關聯(lián)的飛行器。
背景技術：
在機身或翼部上存在多種類型的飛行器發(fā)動機的懸掛支柱；大部分在支柱的線狀主體部分后面，包括附接有發(fā)動機且基本呈半桶狀的連接部分。所述設計具有多個缺點，首先因為連接部分的復雜形狀以及與主體部分的連結而造成該支柱的生產(chǎn)的復雜性，且對發(fā)動機所產(chǎn)生推力的不正確的傳遞，造成在連接部分中較大的彎曲力矩和振動。法國專利2873088和2900907示出懸掛支柱的已知的設計。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的首要目的因此在于，提出形狀簡單且盡可能去除不規(guī)則性的飛行器發(fā)動機的懸掛支柱，其能將全部發(fā)動機力的組接收在基本垂直于發(fā)動機的軸線的同一平面上， 且在某些特殊的實施方式中，其能有效過濾來自發(fā)動機的振動并改善飛機的舒適性。本發(fā)明的總體的形式是飛行器發(fā)動機的懸掛支柱，其包括線狀主體部分和連結在該主體部分上的連接部分，其特征在于，所述連接部分包括在主體部分上沿側向延伸且彼此形成角度的兩個平面翼部，以及能傳遞全部發(fā)動機力的附接凸緣，附接凸緣至少在圓的扇形區(qū)上延伸且通過一平面與翼部相連結。連接部分的兩個翼部在線狀主體部分的端部和圓形凸緣——發(fā)動機可通過所述圓形凸緣被附接——之間提供形狀的過渡，這有利于良好地傳遞力且簡化生產(chǎn)。翼部可以由可能需要加固的面板組成，或由例如相互鉸接的連桿等非連續(xù)性結構組成。當使用面板時，一種有利的實施方式在于，通過與支柱主體部分的端表面相結合、使面板與翼部形成一體的中央面板而將面板連接在一起因此可方便地通過加強肋來加固由中央面板和翼部組成的組件。如果翼部由連桿構成，那么可以是每個翼部有三個連桿且所述連桿呈三角形狀地相互鉸接。對于附接凸緣，可設想多種設計。其尤其可在完整的圓上延伸，或僅在圓的扇形區(qū)上延伸；有利的是，其因此可通過與其連結的互補的扇形區(qū)而獲得加固，從而使圓封閉并與強度弱于該凸緣的主體部分的區(qū)域一起被制造。所述翼部的一種有利的設計在于，翼部被構造成當距離附接凸緣越遠，翼部越短，從而能更好地露出發(fā)動機。所述設計的一種可能的缺點在于，支柱的主體部分和發(fā)動機的附接凸緣之間存在懸伸。然而，也能夠通過這樣來避免所述懸伸翼部具有與支柱的軸向主體部分相同的寬度，因而使凸緣與該支柱相鄰。附接凸緣可以被直接附接在發(fā)動機上；然而，按照一更有利的不同設計，但是可能會較復雜，發(fā)動機通過一懸掛元件被附接在附接凸緣上，該懸掛元件包括附接于附接凸緣上的第一凸緣以及附接于發(fā)動機上的第二凸緣，所述凸緣呈圓形，懸掛元件還包括將第一凸緣連結于第二凸緣上的剛性結構，第一凸緣、第二凸緣和剛性結構包圍發(fā)動機。在如下情況時，所述第二種設計將會特別有用試圖通過其重心區(qū)域懸掛發(fā)動機， 以便限制內(nèi)彎曲度、應力及其傳遞的振動，對此我們將在以下詳述。所述第二種設計也適合于不具有在軸向上凸出于支柱的懸伸的翼部構造。如果懸掛元件通過柔性連接件至少被附接在發(fā)動機上(此外還可能被附接在支柱上)，將能更好地過濾推力和振動。為了支撐發(fā)動機相對于附接凸緣懸伸的支承部，通過發(fā)動機和支柱之間附加的柔性連接件來完成組裝，附加的柔性連接件和懸掛元件在飛行器的軸向上位于附接凸緣的兩側。本發(fā)明還涉及一種設有懸掛支柱的飛行器或上述飛行器組件。


參考以下附圖將詳細描述本發(fā)明-圖1和圖2示出懸掛支柱的現(xiàn)有的第一實施方式；-圖3和圖4示出懸掛支柱的現(xiàn)有的第二實施方式；-圖5至圖8示出本發(fā)明的第一實施方式；-圖9示出本發(fā)明的第二實施方式；-圖10和圖11示出本發(fā)明的第三實施方式；-圖12示出本發(fā)明的第四實施方式；
具體實施例方式按照上述指示的懸掛支柱的一端是法國專利文獻四00907的主題，其中描述主要參考圖1和圖2。發(fā)動機1首先包括在后部的鼓風元件2、高壓元件3( “核心”)以及在發(fā)動機艙5中從前向后噴射的元件4。支柱6包括沿高壓部分3和噴射部分4上方部分縱向延伸的剛性主體部分7，以及懸掛件8。圖2顯示，主體部分7具有箱式加強結構且懸掛部分8包括在發(fā)動機1的上方母線上(在十二點鐘處)延伸從而延長主體部分7的中央翼梁 9 ；懸掛部分8本身由半圓形的翼部IOa和IOb延長，所述翼部分別呈四分之一圓且還具有由箱形加強結構。圖1還示出發(fā)動機與支柱的連接件Ila和11b，其分別在翼部IOa和IOb 的基部延伸，12在翼梁9的前方延伸，13在主體部分7和噴射部分4的中央之間延伸，完全位于上述兩者的后方，且被設置在鼓風部分2和高壓部分3之間的連結平面上。所述設計因此存在上述提到的在設計和生產(chǎn)方面的缺點，原因在于水平主體部分 7、傾斜的翼梁9和不傾斜的翼部IOa和IOb之間方向的變化，且由于翼部IOa和IOb的圓形形狀以及主體部分7和翼部之間的軸向較短連結，使得存在推力被錯誤傳遞到支柱6上的風險。還將注意如圖3和圖4所示的法國專利文獻觀73988的設計，其中，與前述類似的發(fā)動機1'，由鼓風部分2’高壓部分3’和噴射部分4’構成，所述發(fā)動機由支柱14支撐， 該支柱包括沿飛行器的軸向定向的剛性結構15，從該結構上可拆下對稱框架16 (圖上僅顯示一個框架)，當保持向前走向時，該框架沿發(fā)動機1’降低，直到其水平中面。剛性結構14 由兩平行的翼梁17構成，所述翼梁由與其相連的橫向中間加強筋18加肋。止動擋板19將框架16連接在翼梁17上，且將翼梁17在在加強筋18的前方相互連接。還是在此，支柱14 懸伸較大，且大量彎曲的零件使制造困難。參考圖5、6、7和8描述新的懸掛支柱的第一實施方式。支柱總體被賦予附圖標記 20且將飛行器21 (局部示出)與現(xiàn)在附圖標記為22的發(fā)動機相連。支柱包括如同已知的眾多實施方式的呈箱式結構的線狀的且基本豎直的主體部分23，以及連接至發(fā)動機22的連接部分Ma。連接部分Ma包括兩個對稱的翼部2 和25b，兩翼部之間形成銳角或鈍角， 所述翼部在主體部分23兩側沿側向方向且在其下方延伸，并蓋住發(fā)動機22的中央部分。翼部2 和2 是平的面板且通過中央面板沈相互聯(lián)合，翼部與中央面板形成一體且中央面板與主體部分23的端表面27結合，且翼部通過位于主體部分23下方的加強肋洲加固，且所述加強肋觀將翼部相互連接并將翼部連接在中央面板沈上。連接部分2 還包括呈平面或呈箱形的附接凸緣四，所述附接凸緣在圓的扇形區(qū)上延伸；所述附接凸緣通過一平面與翼部25a、25b以及中央面板沈結合，且支承發(fā)動機22 上的連接件30。連接件30之一處于十二點鐘的位置(位于發(fā)動機22的上方的母線上)，其它位于水平中面的高度或在其表面上更高(構成180°角或更小的角，該角的頂點位于發(fā)動機22的旋轉軸線上)。所述實施方式的特征在于，設計極為簡單，特別表現(xiàn)在所有零件都是平面且由筆直的棱邊界定，且非常易于組裝，除了仍然無法避免使用附接凸緣四，但是可以通過一平面將其固定在翼部25a、2^和中央面板沈的端部。因此可以限制連接部分Ma 中出現(xiàn)的復雜的應力，尤其是所產(chǎn)生的圍繞豎直軸線Z和橫軸線Y的彎曲，這在以前的形狀復雜的設計中是很難避免的發(fā)動機22的推力被傳遞至翼部25a、2^和中央面板沈上，呈定向在其平面中的作用力的形式，在理論上不會具有使連接部分的剛度降低很多的垂直分力。連接件30可以被安設在發(fā)動機22的同一橫平面上，有利地靠近其重心附近，且可以由柔性連接件構成。由此產(chǎn)生的效果將針對另一實施方式更詳細地描述。需注意，通常，該文本中描述的實施方式既不絕對的也并非不兼容，相反，經(jīng)常，在出現(xiàn)與細節(jié)有關的力時，可以對所述的細節(jié)進行組合或轉換。圖9示出另一實施方式，其中，附接凸緣的附圖標記為31且與前面的區(qū)別在于，該凸緣在(發(fā)動機22和飛行器21的軸向上測得的)一特定長度上延伸，且其具有呈箱體的分隔結構，并帶有兩個平的蒙皮3 和32b，所述平的蒙皮分別被固定在翼部2 和25b以及中央面板26上，且通過連接件30被固定在發(fā)動機22上，兩個同心的環(huán)形蒙皮33a和3 連結上述元件，以及加固內(nèi)蒙皮34，其在環(huán)形蒙皮33a和3 之間，距離平的蒙皮3 和32b 一半距離處延伸。所述實施方式可能最值得一提的元件是加固弧拱35，該弧拱連接附接凸緣31的端部，其中，所述弧拱鉸接至一個端部，且在通過發(fā)動機22下方時固定于另一個端部；其作用不在于支撐發(fā)動機22，而是提高連接部分(在該實施方式中為Mb)的結合力； 還建議附接凸緣31因而略超過半圈延伸，而弧拱35則略少于半圈延伸。然而，所述兩個實施方式體現(xiàn)出一個共同缺點當支柱20的主體部分23需在軸向上遠離與發(fā)動機22附接的區(qū)域，例如為了遠離螺旋槳36時，不得不加長連接部分2 或 24b且使支柱20的主體部分23和發(fā)動機22的連接件30之間承受較大的懸伸。由所述懸伸產(chǎn)生的力可以部分地被將附接凸緣四連接在主體部分23上的支撐梁37吸收(如圖5所示)，或以等同的方式被在相同部位延伸的實心肋38吸收。通過消除從連接部分M的懸伸來減少懸伸效應的更徹底設計，將通過懸掛支柱的其它實施方式，在下文中更詳細地描述?，F(xiàn)將參考圖10和圖11。如上所述，連接部分2 包括翼部25a、2^和中央面板沈，但在此連接部分較窄，也就是說，在飛行器的軸向方向X上不超過主體部分23。附接凸緣四在此不直接連結在發(fā)動機22上，而是連結在懸掛元件39上，該懸掛元件由第一凸緣 40、第二凸緣41和居于凸緣40和41中間的剛性結構42構成。第一凸緣40通過螺栓或柔性連接件43被連接在附接凸緣四上；而第二凸緣41通過螺栓或柔性連接件45被連接在發(fā)動機22的凸緣44上。第二凸緣41和柔性連接件45圍繞發(fā)動機22的重心C的區(qū)域 (在所述附圖上以被截去一段的方式示出)。剛性結構42可以包括面板，或可能更好地，包括在圓周上的非連續(xù)元件，比如已經(jīng)示出的框架、橫梁或管件。需注意，凸緣40和41沒有強制規(guī)定的方向且不一定相互平行合理的是，將連接件45支承在發(fā)動機22上的第二凸緣 41或者位于垂直于發(fā)動機22的軸線的平面上，而第一凸緣40或者為傾斜，平行于附接凸緣四，從而延長支柱20的主體部分23的后表面，所述主體部分23可以傾斜，但并非必需。居于連接部分2 和發(fā)動機22a中間的懸掛元件39具有比連接元件更大的強度且因此能更好地耐受由懸伸產(chǎn)生的力。另一個優(yōu)點在于，其構成能完全包圍發(fā)動機22的圓形結構且因此能耐受所謂圓盤爆破，即發(fā)動機22轉子的故障，其中，延伸在角向扇形區(qū)的一部分脫落且在離心力的作用下被拋射至發(fā)動機之外，并使其外殼爆裂并破壞其周圍結構?？稍诓煌恢卯a(chǎn)生的所述圓盤爆破如果折斷支柱且使發(fā)動機掉落，將帶來災難性的后果；但在此，可排除所述可能性，這是因為懸掛元件39延伸在發(fā)動機22完整的周圈上，且即便爆破穿過它，其應能大部分保持完整；此外，支柱20和懸掛元件四在發(fā)動機的軸向和角向方向上具有足夠的延長部，從而不會被朝向其的爆破完全切斷。更特別地，現(xiàn)在參考圖11描述更特別的附接方式。合理選擇的連接件能使安裝靜定，從而能控制應力的分布且因此避免在其所連接的元件中產(chǎn)生不利的應力，也就是在連接部分2 中以及同樣在發(fā)動機22中產(chǎn)生彎曲應力，因為彎曲將導致轉子和定子之間產(chǎn)生不規(guī)則的間隙，使性能降低，甚至過早磨損。一種有利的安裝方式是，包括在第二凸緣41和發(fā)動機凸緣44之間規(guī)則地分布于圓周上的三個連接件45，其中之一位于上部母線上，且所述各連接件被設計得能傳遞在軸向方向X上的力，而傳遞發(fā)動機切向方向T上的另一力。所述分布可以完全規(guī)則，連接件45可處于120°的角度或較不規(guī)律的角度，側向連接件45與上方連接件45形成的角度A可以從90°到120°。此外，懸掛元件39的第一凸緣40和附接凸緣四之間的連接件43被設計成可以傳遞方向X和方向T’上的力，所述方向T’基本相切于凸緣且確切地定向為翼部2 或2 或中央面板沈的主方向，連接件43分別在其前方延伸。將注意到，后方的柔性連接件46，在支柱20的前方，將中央面板沈的下表面和發(fā)動機22直接相連，也就是位于附接凸緣四離其它連接件43和45的另一側。在一特別的實施方式中，連接件43以及更特別的連接件45可以是柔性。所述實施方式能夠過濾發(fā)動機對飛行器的其余部分的震動。下面將描述所述設計的效果。如果由通過重心的平面來附接發(fā)動機22，便能夠去除傳遞至飛機的其余部分上的固有震動方式，且更容易對其進行處理，可通過使用已知的措施，尤其是正確選擇柔性連接件45及其位置來減少震動。由靜定安裝產(chǎn)生的所述去除， 以及由柔性連接件產(chǎn)生的柔性因而能過濾震動，且選擇僅傳遞在軸向X和切向T上的作用力的連接件，能避免將彎曲力傳遞至懸掛元件39上。相鄰于附接凸緣39的柔性連接件43具有相似的特征和效果，即能避免彎曲翼部25a、2^和中央面板沈且能過濾震動。如果連接件43和45在方向X上很好地成對對齊，也就是連接件43和45數(shù)量同樣多且具有相同的相鄰角度間隔，那么發(fā)動機22向支柱20傳遞的力便是漸增的，不會在連接部分2 和懸掛元件39上產(chǎn)生非常不規(guī)則的力。源于懸伸的力主要由非常剛硬的懸掛元件39承受，隨后由剛度較小的翼部2 和2 承受，既借助其平整度，以及不存在垂直于其平面的力，也借助由主體部分23在其全部寬度上(在軸向方向X上)對其的支撐來承受所述力。附加的柔性連接件46能在方向Y和Z上承受來自懸伸力Y和Z的部分。其同樣也可以用來過濾特定的震動模式，而不會在發(fā)動機22中引入有害的彎曲。盡管離散的連接件存在所有優(yōu)點，也可以不使用所述連接件，而是通過螺栓來固定凸緣39、40、41和44，從而使所述組件減輕重量。翼部2 和2 的另一優(yōu)點在于，其可以很方便地帶有斜邊47，從而使其向前變得越來越短，即較少地覆蓋發(fā)動機22，且因此比通常的四分之一圓的結構更容易接近，而所述四分之一圓的邊緣的結構更難以制造。下面參考圖12來闡述連接部分Md的另一實施方式。翼部25a、2 被同樣為平面且具有幾乎相同延長度的翼部48a和48b所取代，但所述翼部在此并不由面板或板片構成，而是由三個彼此呈三角形鉸接的連桿構成，其中，第一連桿49a抵靠主體部分23的端表面延伸，第二連桿49b沿附接凸緣四延伸，而第三連桿49c在上述兩者之間，位于另一實施方式的斜邊47的位置?？梢圆淮嬖谥醒朊姘迳颉１景l(fā)明可以被應用于不同類型的發(fā)動機， 尤其是鼓風發(fā)動機(漿扇發(fā)動機)和雙流渦輪噴氣發(fā)動機(渦輪風扇噴氣發(fā)動機)。支柱可以被懸掛至飛行器21的機身或機翼。
權利要求
1.飛行器的發(fā)動機0 的懸掛支柱(20)，其包括線狀主體部分和連結在該主體部分的連接部分04a至Md)，其特征在于，所述連接部分包括在主體部分上側向延伸且彼此構成角度的兩平面翼部Ofe、2^、48a、48b)，以及能傳遞全部發(fā)動機的力的附接凸緣 09、31)，所述附接凸緣至少在圓的扇形區(qū)上延伸且通過一平面與所述翼部相連結。
2.根據(jù)權利要求1所述的支柱，其特征在于，在飛行器的軸向方向(X)上，所述翼部的寬度與主體部分的寬度相同。
3.根據(jù)權利要求1或2所述的支柱，其特征在于，所述翼部0如、2恥)由面板構成。
4.根據(jù)權利要求3所述的支柱，其特征在于，所述連接部分包括與主體部分的端表面 (27)相結合且與翼部(25a、25b)形成一體的中央面板06)。
5.根據(jù)權利要求4所述的支柱，其特征在于，所述中央面板和翼部通過加強肋08)相結合。
6.根據(jù)權利要求1或2所述的支柱，其特征在于，所述翼部08)由相互鉸接的連桿 (49)構成。
7.根據(jù)權利要求6所述的支柱，其特征在于，對于各所述翼部，所述連桿的數(shù)量為三， 且相互之間呈三角形地被鉸接。
8.根據(jù)權利要求1至7中任一項所述的支柱，其特征在于，所述附接凸緣包括在圓的扇形區(qū)上延伸的主體部分，以及與所述附接凸緣的主體部分相連結的補充扇形區(qū)(35)，從而使圓封閉并與強度弱于主體部分的區(qū)域一起被制造。
9.根據(jù)權利要求1至8中任一項所述的支柱，其特征在于，所述翼部被構造成當距離附接凸緣越遠，所述翼部越短。
10.包括根據(jù)上述權利要求中任一項所述的懸掛支柱和發(fā)動機的飛行器組件，其特征在于，發(fā)動機被直接附接在附接凸緣上。
11.包括根據(jù)上述權利要求1至9中任一項所述的懸掛支柱和發(fā)動機的飛行器組件，其特征在于，發(fā)動機0 通過懸掛元件(39)被附接在附接凸緣09)上，所述懸掛元件包括附接于附接凸緣的第一凸緣GO)以及附接于發(fā)動機的第二凸緣(41)，所述第一凸緣和第二凸緣在周圈上呈圓形，所述懸掛元件還包括將所述第一凸緣GO)連結于所述第二凸緣的剛性結構(42)，所述第一凸緣、第二凸緣和剛性結構圍繞發(fā)動機。
12.根據(jù)權利要求11所述的飛行器組件，其特征在于，所述懸掛元件通過柔性連接件 (45)至少被附接在發(fā)動機上。
13.根據(jù)權利要求12所述的飛行器組件，其特征在于，所述飛行器組件包括在發(fā)動機和支柱之間的附加的柔性連接件(46)，所述附加的柔性連接件和懸掛元件在飛行器軸向上位于附接凸緣09)的兩側。
14.飛行器，其特征在于，其設有根據(jù)上述權利要求中任一項所述的懸掛支柱。
15.飛行器，其特征在于，其設有按照權利要求10至13中任一項所述的飛行器組件。
全文摘要
發(fā)動機(22)被懸掛在聯(lián)接于飛行器機身或機翼的支柱的線狀主體部分(23)上。連接部分包括呈對稱的平面翼部(25a、25b)，所述平面翼部構成角度從而能支撐附接凸緣(29)，發(fā)動機(22)直接地或通過懸掛元件(39)被懸掛在該附接凸緣上。翼部的平面形狀使其易于生產(chǎn)且能更好地承受力。中間元件(39)能良好地承受懸掛所產(chǎn)生的懸伸力。柔性連接件(43、45)過濾發(fā)動機的震動且避免傳遞不規(guī)則的力。
文檔編號B64D27/26GK102498038SQ201080041622
公開日2012年6月13日 申請日期2010年9月20日 優(yōu)先權日2009年9月22日
發(fā)明者勞倫特·拉豐, 勞倫特·阿戈斯蒂尼, 埃里克·雷諾, 弗雷德里克·茹爾納德, 德爾菲娜·賈爾伯特 申請人:空中客車營運有限公司