將飛機發動機安裝在發動機掛架的剛性結構上的方法

2023-05-21 19:52:46 2

專利名稱：將飛機發動機安裝在發動機掛架的剛性結構上的方法
技術領域：
本發明總體涉及將飛機發動機安裝在用以固定這個發動機的掛架的剛性結構上的方法，該掛架也稱為"EMS"(發動機機架結構)， 使得可以實現例如在飛機機翼下方懸掛渦輪發動機，或者在這個相 同的機翼上方安裝這個渦輪發動機。值得注意，本發明可以應用於任何類型的配備有例如渦輪噴氣 發動機或渦輪螺旋發動機的飛機。
背景技術：
這種發動才幾掛架糹皮i殳置成用於構成在發動4幾諸如渦4侖噴氣發 動機與飛機機翼之間的連接界面。發動機掛架使得由它的相關渦輪 噴氣發動才幾產生的載荷(effort,力)可以被傳遞到飛機機身，並且 還提供用於發動機與飛機之間的燃料、電氣和液壓系統，以及空氣的路徑。為了確保載荷的傳遞，發動機掛架包括剛性結構，通常為"箱 體(caisson,盒體)"型，也就是由通過橫向翼肋連接在一起的上 翼梁和下翼梁組件以及兩個側面板形成，這個箱體分別通過前封閉 翼肋以及後封閉翼肋向前封閉和向後封閉。另夕卜，掛架配備有位於渦輪噴氣發動機與發動機掛架的剛性結 構之間的發動才幾安裝系統，這個系統總體包4舌至少兩個發動才幾附 件，通常是一個前附件和一個後附件。此夕卜，安裝系統包括用於傳遞由渦4侖噴氣發動4幾生成的推力的 裝置。在現有寺支術中，這個裝置例如是兩個側部連4幹(bielle)的形soufflante)的後部，其次連4妻至固定在發動才幾殼體上的後發動才幾附件。類似地，發動才幾掛架還包括位於這個掛架的剛性結構與飛枳4幾 翼之間的第二安裝系統，這個第二安裝系統通常包括兩個或三個附件。最後，發動機掛架具有用以在支撐氣動整流罩的同時分離並保 持不同系統的輔助結構。在現有技術的實施例中，發動才幾安裝系統包括前附件，因為它 將會被固定地連接至發動機風機殼體，所以前附件被稱為風機附 件，前附件包括具有水平接觸表面的附件主體，其中水平接觸表面 對著剛性結構的水平接觸表面放置，這些接觸表面也被稱為固定表 面。因此，由這兩個表面形成的水平固定界面沿著^皮發動機掛架的 糹從向和一黃向方向限定的平面延伸，並且如果爿奪發動才幾懸4圭在飛枳4幾 翼的下面，這個水平固定界面就大體上位於箱體的下翼梁的外表面 處。前發動機附件的附件主體一般固定在箱體的下翼梁，並被設置 在它的下方。類似地，後附件通常包4舌也具有對著剛性結構的水平4妄觸表面 ;改置的水平接觸表面的附件主體。利用所述布置，用於將發動才幾安裝在剛性結構上的方法一般通過如下方式實施將發動機垂直向上提升，直到接觸表面彼此相對 的放置，隨後將固定元件安裝在附件主體與剛性結構之間。然而，人們已經注意到，這個方法步艱《導致了某些安裝困難， 尤其是在對於操縱固定元件的可到達性方面，其中，固定元件旨在 確保具有水平接觸表面的附件主體的組裝。發明內容因此，本發明的目的是4是供一種將飛才幾發動4幾安裝在發動才幾掛 架的剛性結構上的方法，此方法克力良了與現有糹支術的實施方式相關 的上述缺點。為了實現這一 目的，因此，本發明的主題是將飛機發動機安裝 在這個發動機的掛架的剛性結構上的方法，這個方法包括將預先安上的固定步驟，這個附件主體^皮i殳計成對著向前定向的剛性結構的 接觸表面》文置，並且通過至少一個穿過分別在附件主體和剛性結構 中形成的第 一主孔口和第二主孔口的剪切銷固定在這個剛性結構 上。將附件主體固定到剛性結構上的固定步驟包括如下相繼的才喿 作一為了4吏第一主孑L口與第二主孑L口相只於(en regard,相面3於) 設置，相對於發動機掛架預定位發動機；以及-卄奪配備有凸出的定心頭部的銷4翁入並穿過所述兩個相乂十的 主孔口 ，以-使這個配備有凸出的定心頭部且容納在所述兩個主孔口 中的銷形成剪切銷。因此，本發明的顯著特徵在於，它使用具有朝前定向的4妻觸表 面的剛性結構，與在現有技術中遇到的實施例不同，在現有技術的 實施例中在剛性結構上^殳置的並且用於接收發動才幾附件的附件主 體的接觸表面水平地且朝下定向。結果，這個接觸表面可以例如基本垂直地定向，即，在由發動 才幾掛架的一黃向方向和垂直方向限定的平面中定向，或者相乂于于垂直 方向略糹敬傾斜地定向，同時優選地保持與橫向方向平行，由於這個 接觸表面的特殊布置，因此有利地提高了用於操作旨在確保將附件 主體組裝到剛性結構上的固定元件的可到達性，無i侖是在固定前發 動;f幾附件的情況中或是在固定後發動才幾附件的情況中。在這兩種情 況中，附件主體因此分別是前附件主體或後附件主體。通過圖示說明，對於前附件的附件主體的固定，有利地將這個主體i殳計成固定到箱體(caisson)形狀的剛性結構的前封閉翼肋的 前表面上。因為整個剛性結構相對於固定界面朝向後部定位，因此 操作者享有在這個界面前方的自由空間，這個空間極大地便利了用 以實現附件主體的固定的不同部件的才喿作。進行發動機的預定位操作以使兩個主孔口預先定中心，即，在 開始將銷插入在這些相同的主孔口中的操作之前粗略地對準它們， 其中被插入的銷隨後將會形成能夠朝向發動機掛架傳遞發動機載 ^，的剪^刀銷。之後，可以進4亍一尋銷4翁入(introduction)主孑L口的才喿訐乍，這個 銷具有凸出的定心(centrage )頭部，在插入銷的過程中凸出的定心 頭部的作用是逐漸地校準兩個主孔口之間的粗略對準(如果證明必 要)，以使得實現這兩個孔口的精確對準。顯然;也，應該注意，發動才幾相^于于剛性結構的予貞定〗立以足夠的 精確度進行以使得具有凸出的頭部的銷隨後能夠進入第 一主孔口 繼而進入第二主孔口 ，或者反之亦可，通過產生漸進的對準校準(導 致發動機與剛性結構之間的相對運動)來實現上述結果，儘管存在 與發動機關聯的較大的垂直載荷。最終，應該指出， 一旦銷的插入操作完成，這個銷將會永久地 ^呆持在兩個主孔口中，以形成在附件主體與剛性結構之間的剪切銷。因此，本發明的一個特殊方面在於這樣的事實優選地為橄鬥覽 形的凸出的定心頭部首先在安裝才喿作過程中^皮4吏用以確保幾個主 孔口的逐漸對準直到實現精確對準，並且隨後，定心頭部被-使用以 形成用於在操作發動機時朝向剛性結構傳遞載荷的剪切銷的一部分。優選地，當在附件主體與剛性結構之間4是供幾個剪切銷時，具 備有凸出的定心頭部的銷的插入操作被重複與準備設置的剪切銷 的數量相同的次數。在這樣的情況中，優選地提供這樣的方面進行初始的發動枳』預定位:操作以使得所有的第 一主孔口與它們各自關耳關的第二主孔口相對設置。優選地，這個預定位才喿作包括-使發動機靠近發動機掛架以能夠將第 一 支撐銷插入並穿過 分別在附件主體與剛性結構中形成的第 一副孔口和第二副孔口 ，並 且能夠將第二支撐銷插入並穿過也分別在附件主體與剛性結構中 形成的第 一副孔口和第二副孔口 ，兩個支撐銷中的每一個均具有比 關耳關的第 一 副口和第二副孔口的直徑小的直徑；隨後-使發動機降低，直到附件主體的兩個第一副孔口的每一個的 上部支撐在它的關聯支撐銷上為止。因此，這些支撐銷(也被稱為分度支撐物)的定位確保將發動 才幾保持在發動才幾相對於發動4幾掛架的最終位置的略孩走下方處，這個 位置完全適合於隨後將具有定心頭部的銷插入主孔口中。優選地，在每個具有凸出的定心頭部的銷一皮;改置在適當的位置 之後，使用合適的拔出器將這些支撐銷從副孔口中移除。應該注意， 在上述副孔口之後用於接收所謂的"故障安全"剪切銷的優選的、 有利的情況中，在移除支撐銷之後，將兩個故障安全剪切銷插入穿 過這些相同的副孔口 。還是優選地，進4於預定位4喿作，以4吏附件主體相對於剛性結構 的接觸表面朝前定位，並且進行插入具有凸出的定心頭部的銷的操 作，以使這個銷在進入它的相關第二主孔口之前，首先被插入它的 相關第一主孔口。在所述情況中，為了方便將凸出的定心頭部插入 第二主孔口中，每個第二主孔口在它的前部中是傾殺牛的 (chanfrein6 )。優選地，將附件主體固定到剛性結構上的步驟還包括在這兩個 元件之間定位拉力螺栓的操作。此外，如上所述，可以考慮，在固定後發動才幾附件的情況中或 者在固定前發動4幾附件的情況中進行上述將附件主體固定至剛性 結構上的步驟。明顯地，本發明的方法可以包括兩個諸如上述的固 定步驟， 一個步驟旨在固定前發動才幾附件，而另一個步驟旨在固定 後發動衝幾附件。當在固定前發動才幾附件的情況中進行這個固定步驟時，箱形剛 性結構的接觸表面被箱體的前封閉翼肋的前表面限定。在這種情況中，優選地將接觸表面設計成基本上沿著由發動機 掛架的橫向方向和垂直方向限定的平面定向，或者可替換地相對於 垂直方向傾^",同時^f呆持朝前定向(正如如上所指出的)，這個傾斜度相對於垂直方向可以達到25° ，即，相對於上述平面可以達到 25° 。並且，沿著發動機掛架的縱向方向把每個具有凸出的定心頭 部的銷插入到它的相關主孔口中。 一般地，優選地保證垂直於剛性 結構的接觸表面設置由上述銷形成的剪切銷，因此在關於前附件的 情況中，優選地垂直於前封閉翼肋設置剪切銷。在如下給出的非限制性的、詳細的描述中，本發明的其它優點和特4正會變糹尋顯而易見。


參照附圖進4亍這個描述，其中圖1是包括發動機掛架的飛機發動機組件的局部示意性側視 圖，這個組件顯示在這樣的結構中在採用才艮據本發明的一個優選 實施例的安裝方法時，它的發動機已經安裝在發動機掛架的剛性結 構上；圖2是圖示出由裝配有圖1所示的發動機掛架的發動機安裝系 統傳遞載荷的透一見圖；圖3是圖1所示的發動才幾掛架的前部的詳細透^見圖；圖4是屬於圖3所示的發動才幾掛架的箱體的前封閉翼肋的透禍L 圖；以及圖5a至5h是圖示出所述安裝方法中的固定步驟的不同操作的 視圖，這個步驟包括將發動機附件的附件主體固定到發動機掛架的 剛性結構上。
具體實施方式
參照圖1，可以看見飛機發動機組件1連接於這個飛機的才幾翼 3的下方，這個組件1具有發動才幾掛架4，並且呈現在這樣的構造 中在實施根據本發明的一個優選實施例的安裝方法(下面將參照 圖5a至5h進行描述)之後，發動機組件的發動機已經安裝在發動 才幾掛架的剛性結構上。總體上，發動機組件1包括諸如渦輪噴氣發動機的發動機2以 及發動才幾掛架4，掛架尤其具有剛性結構10和發動才幾安裝系統11， 發動機安裝系統ll包括多個發動機附件6， 8和用於傳遞由渦輪噴 氣發動4幾2生成的4偉力的4偉力傳遞裝置(dispositif de reprise des efforts ) 9,因此，安裝系統11位於發動4幾與上述剛性結構10之間。 應該注意，組件l設計成被發動機餘(未在這個圖中示出)包圍， 並且發動才幾掛架4包括另一系列附件(未示出)以確保這個組件1 懸掛在飛機機翼的下方。在餘下的描述中，依照慣例使用X來指明發動才幾掛架4的縱向 方向，此鈔人向方向相似於渦l侖噴氣發動才幾2的》從向方向，這個方向 X平行於這個渦輪噴氣發動機2的縱向軸線。並且，使用Y來指明 關於發動機掛架4橫向定向並且可以相似看待為渦4侖噴氣發動才幾2 的才黃向方向的方向，以及用Z來指明垂直方向或高度方向，這三個 方向X, Y和Z相互垂直。此夕卜，相對於在渦輪噴氣發動機2施加推進力之後飛才幾的前進 方向來考慮術語"前面"和"後面，，，這個前進方向用箭頭7示意 性地示出。在圖1中，可以看見，僅僅示出了用於傳遞推力的裝置9,發 動機附件6， 8以及發動枳4圭架4的剛性結構10(也^皮成為主結構)。 這個發動機掛架4的未示出的其它組成部件，諸如在飛機機翼下方 固定剛性結構10的裝置，或是分離並保持不同系統且承載氣動整 流罩的輔助結構，是與可以在現有技術中發現的本領域技術人員已 知的那些部件相同或相似的傳統部件。因此，就不對它們進4亍詳細描述了。渦輪噴氣發動機2在前方具有大尺寸的風機殼體12，該風機殼 體12界定環形風才幾管道14,並且發動才幾2朝向後部包括4交小尺寸 的中心殼體16,中心殼體16包圍這個渦4侖噴氣發動才幾的4亥心。最 後，中心殼體16朝向後部延伸至尺寸大於中心殼體16的排氣殼體 17。明顯地，殼體12， 16和17—個4妄一個地固定。如圖l可見，多個發動才幾附件包括前發動才幾附件6和後發動^L 附件8。推力傳遞裝置9是例如兩個側部連杆的形式(因為圖1是 側視圖，僅可看見一個)，兩個側部連杆首先連接至風機殼體12的 後部，其次連接至平衡杆(palonnier),而平衡杆自身安裝在後附件 8上。將前發動機附件6固定至風機殼體12,並且設計此附件6以使 得它可以傳遞由渦4侖噴氣發動4幾2沿著方向Y和Z產生的載荷J直 得注意，這個前附件6優選地進入到風才幾殼體12的周界端部中。後發動片幾附件8總體上位於排氣殼體(carter d，司ection，噴射 殼體)17與發動機掛架的剛性結構10之間。它是傳統的設計以使它可以傳遞(reprendre )由渦4侖噴氣發動才幾2在方向Y和Z中產生 的載荷，但是不可以傳遞沿方向X施加的載荷。以這種方式，利用如圖2中示意性地示出的靜定(isostatique, 均衡)型安裝系統11，在方向X中施加的載荷的傳遞通過裝置9 進4亍，在方向Y中施力口的載^i的4專遞(la reprise des efforts )通過前 附件6與後附件8實現，並且在方向Z中施加的載荷的傳遞也通過 附件6和附件8共同實現。此外，沿方向X施加的力矩的傳遞通過 前附件6垂直地實現，沿方向Y施加的力矩的傳遞通過前附件6聯 合附件8垂直地實現，並且沿方向Z施加的力矩的傳遞也通過附件 6和附件8衝黃向地實現。仍然參照圖1，可以看見結構IO表現為在方向X中延伸的箱 體的形式，這個箱體也一皮一爾為^14醜盒(caisson de torsion )。 4專糹克;也， 它由上翼梁26和下翼梁28以及兩個都在方向X上並且基本上在平 面XZ中延伸的側部面一反30 (在圖1中^又^叉可看見一個)形成。在 這個箱體內部，沿著平面YZ布置並且縱向隔開的橫向翼肋32加強 箱體的剛度。應該注意，元件26， 28和30中的每一個均可以製成 單個工件，或者通過組裝4並^妾部分製成，4並4妾部分可以可選地相對 -波此略樣i傾斜。此外，在上面所述的4黃向翼肋中，有箱體的前封閉 翼肋36和箱體的後封閉翼肋37,這些翼肋位於箱體的端部，因此 總體上沿平面YZ布置。再次參照圖1,其中發動機2被懸掛在機翼3的下方，提供剛 性結構10的前封閉翼肋36作為用於前發動4幾附件6的附件主體的 前部支撐結構。更確切地，翼肋36具有總體上沿著平面YZ布置的 前表面38或外表面，但是此前表面38或外表面可以具有複雜的幾 何外形，尤其是出於限定突出部分的目的，其中這個相同的附件主 體對著(或緊貼著)該表面i殳置。優選地，這個前表面38的一部分禎:設計成限定前4妻觸表面(未 標記)或前固定表面，該前接觸表面或前固定表面對著(或緊貼著)屬於前附件6的附件主體的後4妾觸表面(未標記)或後固定表面i殳 置，並且與上述後接觸表面或後固定表面接觸，在下面的安裝方法 的描述中將會見到。因此，利用附件主體的這個特殊布置，可以在方向Z上獲得前 封閉翼肋36與前附件6的這個相同的附件主體的部分重疊，這個 部分重疊總體上使得可以實現結構IO與前發動機附件組件的緊湊， 並因此減少在這個附4牛6右方的、發動才幾艙上方的發動扭4圭架形成 的突出，因此減少了氣動阻力。現在參照更詳細地示出了發動才幾掛架4的前部的圖3，其中平 行於方向X的垂直中間平面P形成用於這個相同的發動才幾掛架的對 稱平面，可以看到前發動機附件因此包括沿著平面YZ橫向定向的 託架(fermre)形式的附件主體46，附件主體4皮固定至剛性結構10 並對著封閉翼肋36的前表面38i殳置。為了保證該組裝，附件6可以包括拉力螺栓52 (僅僅示出了其 中一個)，這些4i力螺一全沿著方向X定向並且經過穿過主體46和翼 肋36形成的孔口 54。此外，附件6還包括兩個剪切銷，此剪切銷也被稱為主動(actif) 剪切銷並且相對於平面P對稱地布置，優選地，這些銷還沿著方向 X定向。每個剪切銷均會經過在主體46中形成的第一主孔口 56和 在翼肋36中形成的第二主孔口 58，第二主孑L口 58在方向X中與 孑L口 56對準。在附件主體46的兩個側端處，前發動才幾附件6具有兩個鉤環/ 小連4幹50在其上4i動的兩個馬^帝鉤，兩個鉤環中的每一個均部分地形成前附件的半附件，沿方向Z施加的載荷可以經過前附件。正如本領域的技術人員所知的那樣，這些鉤環50還在它們的另一端 處4交接在馬^帝鉤上(馬^帝鉤也屬於前附件6)，並且固定地安裝到發 動才幾殼體2上。利用上述的設計，可以理解這個前附件完全適合於確保沿著方 向Y和Z施力。的載荷的傳遞，並且還適合於確葉呆沿著方向X施加 的力矩的傳遞。在這個方面中，優選地，上述兩組主孔口 56, 58中的每一組 均與分別在主體46和翼肋36中"i殳置的一組副孔口 60, 62關聯， 每組副孔口被設計成以容納故障安全剪切銷(未示出)。每個故障 安全剪切銷在第一副孔口 60與第二副孔口 62中的安裝留出了徑向 間隙，以使得在正常情況下沒有載荷通過它們傳遞，並且在主剪切 銷斷裂的情況下，使得與之相關的故障安全剪切銷能夠提供新的載 荷路徑。應注意，以已知方式， 一個可替換的實施例可以包括提供這樣 的方面兩個剪切銷被設計成結合了故障保護功能，這使得可以限 制銷和副孔口 60 ， 62在預定位搡作中的使用。還應該注意，〗昔助於以具有間隙的方式安裝在主體46的下面 中心部66的故障安全銷，這個故障安全功能還確保了附件主體46 與發動4幾殼體之間的4妄合。現在參照示出了箱體的前封閉翼肋36的圖4,可以看見這個翼 肋的前表面38具有總體上沿著平面YZ定向的表面，^f旦是事實上前 表面38優選地具有向前伸出的突出部分。並且，翼肋36具有四個 可以固定至翼梁26， 28和兩個側部面才反30的尾翼69。優選地，上述突出部分位於界定用於容納螺4全52、剪切銷68 以及故障安全銷70的孑L口 54， 58， 62的翼肋36的那些部分處。 此外，在這些突出部分的最前部分處，前表面38界定前接觸表面 72,前4妾觸表面72 3十著附件主體46的後4妄觸表面i殳置並且與後才妄 觸表面接觸。在圖4中用交叉陰影示出的這個4妄觸表面72或者固 定表面優選地基本上沿著平面YZ定向，並且因此總體上位於上述 孑L口 54, 58, 62的4侖4M戔處。明顯地，應該理解主體46的後4妻觸表面或固定表面(在圖3 中標記為74)優選地具有與表面72相匹配的外形，並且因此優選 地像表面72那樣基本上沿著相同的平面YZ定向。現在參照圖5a至5h,描述了4艮據本發明的一個優選實施例的 一種用以將發動機2安裝在發動機掛架4上的方法，並且更具體地， 描述了用於將前附件6的附件主體46固定在箱體10的前封閉翼肋 36上的步備聚。圖5a顯示出在進行這個固定步驟之前，發動機2承載附加主 體46,特別地通過鉸接在風機殼體上的鉤環/小連杆50來實現。此 外，發動才幾安置在所謂的垂直的或豎直的位置中，附件主體46向 上方文置在此4立置中，與此同時發動枳4圭架4》文置在發動才幾2上方的 任何位置中。在使用傳統的提升裝置移動發動機2之前，主體46裝配有工 具，此工具使主體46能夠相對於發動機被保持在適當位置中，並 且因此阻止這個主體46繞它的兩個關聯的鉤環/小連杆50轉動。以 這種方式，之後的預定位操作有利地不會被主體46與發動機2之 間的^f壬^f可相^"運動妨^尋。隨後可以開始發動才幾2相對於發動衝幾掛架4的預定4立才乘作，它 的目的是使兩個第一主孔口 56的每一個與其關聯的第二主孔口 58 相對力文置。進行發動才幾2的這個預定位l乘作以獲4f主孔口之間的並l 略對準，優選地，通過將發動機2提升到略糹效在它的相對於發動枳j 掛架4的最終位置上方的位置處來實現對準。因此，如可以從圖5b 所見的那才羊，第一主3L口 56相對於在翼肋36中形成的第二主孑L口 58略微地向上偏移，並且類似地第一副孔口 60相對於在這同一個 翼肋中形成的第二副孔口 62略孩走向上偏移。隨後，通過將第一支撐銷76a插入穿過第一組副孔口 60， 62， 並通過將第二支撐銷76b插入穿過第二組副孔口 60, 62來繼續發 動才幾2的預定位糹喿作。明顯地，也一皮稱作分度銷的這兩個支撐銷76a, 76b具有比副 孔口 60, 62的直徑小的直徑，這些直徑之間的比值^f呆i正功能間隙 並且範圍可能在0.6至0.9之間。提供這種特歹朱性，以4吏得儘管在 基本上相同直徑的多個孔口之間存在垂直偏移量，但可以無阻礙地 進行銷76a, 76b的插入。優選地，在人工地且沒有任何摩^^察地將 這些銷76a, 76b插入在副孔口中後，它們隨後在重力的作用下擱 置它們相關聯的第一副孔口 60的下部上，並且如圖5c所示地不會 與它們相關聯的第二副孔口 62接觸。隨後，操作包括仍然使用提升裝置使發動機2下降，直到兩個 第一副孔口 60的每一個的上部支撐在它的關聯支撐銷76a,76b上。 如圖5d所示，在這個位置中，還應該注意這兩個支撐銷76a, 76b 安置在它們的關聯第二副孔口 62的下部上。銷76a， 76b的剪切獨 自地j呆持發動一幾相對於發動一幾掛架的預定位，這個預定位4吏得(正 如可以清楚地從圖5d中所見的那樣)發動機2位於略微在它的相 對於發動才幾掛架4的最終位置的下方。隨後，通過〗吏用例如螺紋夾子類型的適合的工具來使接觸表面72和74接觸(參照圖5e)來完成予貞定位。因此，應該理解， 一旦完成了這個操作，發動機不需要與提升 裝置協作來將發動機保持在它的相對於發動機掛架4的預定位置中。隨後可以開始新的操作，目地在於將兩個銷80分別插入第一 組主孑L 口和第二組主孑L 口中。正如可以從圖5e中所見的那樣，每個銷80配備有凸出的定心 頭部82，此定心頭部82優選地為橄欖形並且通過例如檸或嵌入安 裝到銷80的銷主體上，這個銷首先被插入穿過主體46的第一主孔 口 56,隨後穿過向上略樣i地偏移的第二主孔口 58。因此，隨著將 銷80插入穿過第二孔口 58，頭部82漸進地與它的向前傾4牛的部分 (partie avant chanfrein6e ) 84酉己合，這個部分84 一皮i殳"H"成^f吏^l^奪^肖 80插入這個孔58中更加容易。明顯地，將銷80的定心頭部82插 入孔口 58中會導致相同直徑的兩個孔口 56， 58逐漸對準，直到在 它們之間獲得精確的對準為止。應該注意，除了間隙之外，孑L口 56， 58的直徑與插入到其中的銷的直徑是相同的。在插入銷80後，銷80 ^皮容納在它的兩個關聯孔口 56， 58中， 並且有利地形成如圖5f所示的剪切銷68。參照圖5g,針對第二組主孔口進^f亍相同的銷插入才喿作，以實現 第二剪切銷68的定位。 一旦兩個剪切銷同時或順序插入它們各自 的主孔口中，在孔口 56， 58對準之後淨皮l是升了的發動才幾2隨後位 於它的相對於發動機掛架4的最終位置處。在這個最終位置中，副孔口 60， 62也^青確地成對對準。隨後可以移除兩個支撐銷76a， 76b，使副孔口空閒出來(如圖 5h所示)，以實現之後的將兩個故障安全剪切銷70放置在這些相同 的副孔口 60, 62中的適當位置處的才乘作。隨後通過將上面所述的拉力螺栓放置在適當位置處的操作可 以進行固定附件主體46的步驟，其中拉力螺一全也沿著方向X定向。在本發明的方法中，針對後附件8可以進行類似的固定步驟， 同時可以以本領域技術人員已知的傳統方式來進行推力傳遞連杆的安裝。的安裝方法進行各種f奮改。在這個方面中，應該特別指出，當這個 方法已經被描述用於將發動機懸掛在飛機機翼下面，它也可以被應 用於保證將這個發動機安裝在這個相同的機翼的上方。
權利要求
1.一種用於將飛機發動機(2)安裝在所述發動機的發動機掛架(4)的剛性結構(10)上的安裝方法，其特徵在於，所述安裝方法包括將發動機附件(6)的附件主體(46)固定在所述剛性結構(10)上的固定步驟，所述發動機附件(6)已經預先安裝在發動機殼體上，這個附件主體被設計成對著朝前定向的所述剛性結構的接觸表面(72)放置，並且通過至少一個穿過第一主孔口(56)和第二主孔口(58)的剪切銷(68)固定到這個剛性結構(10)上，其中所述第一主孔口(56)和所述第二主孔口(58)分別在所述附件主體(46)和所述剛性結構(10)中形成，將所述附件主體(46)固定到所述剛性結構(10)上的所述固定步驟包括如下相繼的操作-為了使所述第一主孔口(56)與所述第二主孔口(58)相對設置，相對於所述發動機掛架(4)預定位所述發動機(2)；以及-將配備有凸出的定心頭部(82)的銷(80)插入並穿過所述兩個相對的主孔口(56，58)，以使這個配備有所述凸出的定心頭部(82)並且容納在所述兩個主孔口(56，58)中的所述銷(80)形成所述剪切銷(68)。
2. 根據權利要求1所述的安裝方法，其特徵在於，以與設置在所 述附件主體(46)與所述剛性結構(10)之間的剪切銷(68) 的數目相同的次數重複所述將配備有凸出的定心頭部(82 )的 銷(80)插入的操作。
3. 才艮據4又利要求1或2所述的安裝方法，其特4正在於，所述預定 位4喿作包括-使所述發動機(2)靠近所述發動機掛架(4)，使得能 夠將第一支撐銷(76a)插入並穿過分別在所述附件主體(46) 和所述剛性結構(10)中形成的第一副孔口 (60)和第二副孔 口 (62)，並使得能夠將第二支撐銷(76b)插入並穿過也分別 在所述附件主體(46)和所述剛性結構(10)中形成的第一副 孑L口 (60)和第二副孔口 (62)，所述兩個支撐銷(76a, 76b) 中的每一個均具有比相關的所述第一副孔口 ( 60 )和所述第二 副孔口 (62)的直徑小的直徑；然後-使所述發動機(2)下降，直到所述附件主體(46)的 兩個第 一副孔口 ( 60 )的每一個的上部支撐在它的相關支撐銷 (76a, 76b)上為止。
4. 才艮據權利要求3所述的安裝方法，其特徵在於，在將配備有凸 出的定心頭部(82 )的每個銷(80 )插入後，將所述支撐銷(76a， 76b) 乂人所述副孑L口 (60， 62)中移除。
5. 根據權利要求4所述的安裝方法，其特徵在於，在移除所述支 撐銷(76a， 76b)後，將兩個故障安全剪切銷(70)插入並穿 過所述副孑L口 (60， 62)。
6. 根據前述權利要求中任一項所述的安裝方法，其特徵在於，進行所述預定位操作以4吏所述附件主體(46)相對於所 述剛性結構(10)的所述4妾觸表面(72)朝前定位，以及進行插入所述配備有凸出的定心頭部(82)的銷(80) 的操作，使得在這個銷進入它的相關第二主孔口 (58)之前， 首先將這個銷插入它的相關第一主孔口 (56)中。
7. 根據權利要求6所述的安裝方法，其特徵在於，每個所述第二 主孔口 (58)在它的前部傾殺牛。
8. 根據前述權利要求中任一項所述的安裝方法，其特徵在於，將 所述附件主體(46)固定到所述剛性結構(IO)上的所述固定 步驟還包括將拉緊螺栓(52 )設置在這兩個部件之間的適當位 置中的操作。
9. 根據前述權利要求中任一項所述的安裝方法，其特徵在於，進 行將所述附件主體(46)固定到所述剛性結構(10)上的所述 固定步艱《，用於後發動才幾附4牛(8)的固定或用於前發動才幾附 件(6)的固定。
10. 根據前述權利要求中任一項所述的安裝方法，其特徵在於，進行將所述附件主體(46)固定到所述剛性結構(10) 上的所述固定步驟以固定前發動機附件(6)，以及呈現為箱體形狀的所述剛性結構(10)的所述4妄觸表面 (72)由這個箱體的前封閉翼肋(36)的前表面(38)限定。
11. 根據權利要求10所述的安裝方法，其特徵在於，將所述接觸 表面(72)設計成基本沿著由所述發動才幾掛架的糹黃向方向(Y) 和垂直方向(Z)限定的平面定向。
12. 根據前述一又利要求中任一項所述的安裝方法，其特徵在於，將 每個配備有凸出的定心頭部(82 )的銷(80 )沿著所述發動枳i 掛架的i從向方向(X)插入到它的相關主孔口 (56， 58)中。
全文摘要
本發明涉及將飛機發動機安裝在發動機掛架的剛性結構上的方法，包括將發動機附件的附件主體(46)固定在該結構上的固定步驟，這個附件主體被設計成對著朝前定向的剛性結構的接觸表面放置，並且通過至少一個穿過第一主孔口和第二主孔口的剪切銷(68)固定至這個結構，主體(46)的固定步驟包括如下操作為了使第一孔口與第二孔口相對設置，相對於發動機掛架預定位發動機；以及將配備有凸出的定心頭部的銷插入穿過兩個孔口，以便這個銷形成剪切銷。
文檔編號B64D27/26GK101263055SQ200680033823
公開日2008年9月10日 申請日期2006年9月22日 優先權日2005年9月26日
發明者勞倫特·拉豐, 埃裡克·雷諾, 弗雷德裡克·茹爾納德 申請人:法國空中巴士公司