包含具有緊湊設計的推力吸收裝置的飛行器發動機懸掛裝置的製作方法

2023-09-16 02:05:20

專利名稱：包含具有緊湊設計的推力吸收裝置的飛行器發動機懸掛裝置的製作方法
技術領域：
本發明通常涉及一種用於飛行器發動機的懸掛裝置，例如，該懸掛裝置設置在飛
行器機翼與相關發動機之間，本發明還涉及一種包括這種懸掛裝置的發動機組件以及包括 至少一個這種懸掛裝置的飛行器。
背景技術：
本發明可用於裝備有渦輪噴氣發動機或渦輪螺旋槳發動機的任意類型的飛行器。
該類型的懸掛裝置(也稱作懸掛架或"EMS"(發動機安裝結構))無區別地用於將 發動機懸掛在飛行器機翼下方、將該發動機安裝在該機翼上方，或者用於將該發動機連接 在飛行器機身的後部中。 這種懸掛裝置實際上用於構成渦輪發動機與飛行器機翼之間的連接接口。該懸掛 裝置能夠將相關渦輪發動機所產生的力傳遞至該飛行器的結構，並且還允許在發動機與飛 行器之間形成燃料、電力、液壓和空氣系統的布線(cheminement)。 為確保力的傳遞，該懸掛裝置包括被稱為主結構的剛性結構，其通常為"箱"型，即 由上下翼梁(spar)與通過橫肋彼此連接的側板的組裝所構成。 此外，該裝置裝備有介於渦輪發動機與剛性結構之間的懸掛件，這些懸掛件總體
上包括兩個發動機緊固件以及用於吸收渦輪發動機所產生的推力的裝置。 在現有技術中，該推力吸收裝置例如包括兩個側連杆，這兩個側連杆一方面連接
至渦輪發動機殼體，另一方面連接至平衡杆，該平衡杆自身鉸接至懸掛裝置的剛性結構上。 類似地，該懸掛裝置還包括另一組緊固件，該另一組緊固件構成介於剛性結構與
飛行器機翼之間的安裝系統，該安裝系統一般包括兩個或三個緊固件。 最後，該懸掛架具有副結構，該副結構在支撐空氣動力學整流罩的同時確保系統 的隔離與保持。 如上所述，在之前所提出的方案中，推力吸收裝置藉助於連接銷將平衡杆連接 至剛性結構上。因此這表明，為了確保用於沿縱向方向傳遞力的所謂"自動防故障(fail safe)"功能，平衡杆通常由兩個疊加的配件實現，正像連接銷採用雙重銷的形式一樣。因 此，如果構成平衡杆的兩個疊加配件之一斷裂，另一個配件將獨自吸收來自側連杆的力，並 且，如果雙重連接銷的外部銷斷裂，則內部銷將起沿縱向方向吸收和傳遞這些力的中繼的 作用。 現有技術中已知一些懸掛裝置，在這些懸掛裝置中，後發動機緊固件和推力吸收 裝置是不同的並且沿縱向錯開。發動機在箱體的下部翼梁上的懸掛通過連接發動機並穿過 該翼梁的銷來實現。該銷通常相對於豎直方向傾斜。該傾斜使得安裝複雜且需要專用裝備 來實現這種連接。 另外，某些飛行器發動機具有相對於發動機傳統直徑較大的外部直徑，這要求發 動機儘可能地靠近機翼以便降低對地衝擊。這些因素合在一起則限制了使用專用裝備的可能性。 此外，已知文獻FR 2887850描述了一種用於吸收力的裝置，其中實現了自動防故 障功能，具體而言是藉助於設置在力吸收裝置前部的止擋件來實現的，這些止擋件直接固 定在箱體上。然而，在某些應用中，箱體具有相對小的寬度，這使得無法固定這種止擋件。

發明內容
因此，本發明的目的在於提供一種懸掛裝置，其僅在發動機與箱體之間提供兩個 接口點(points d'interface)，從而使得無需專用裝備就能將發動機儘可能地靠近機翼安 裝。 上述目的通過一種用於飛行器發動機的懸掛裝置來實現，該懸掛裝置包括後部發
動機緊固件和力吸收裝置，該後部發動機緊固件通過吸收豎直力的兩個側配件固定在箱體
上，而蓋力吸收裝置包括連接至平衡杆的兩個連杆，該平衡杆通過連接配件機械地連接至
箱體，其中，在一個連杆斷裂的情況下，通過兩個側配件中的一個來確保自動防故障功能。
在正常操作中，推力和側向力通過安裝在連接配件中的推力銷而被箱體吸收。 因此，實現發動機在箱體上的懸掛以及力在兩個懸掛點處的吸收，從而避免使用
專用裝備來進行安裝。此外，也省掉了固定至懸掛架的平衡杆的止擋件。 換言之，通過利用側配件來作為平衡杆止擋件，簡化了該懸掛裝置，從而允許去掉
連接至箱體的止擋件。 有利地，通過將連接配件雙重設置來確保平衡杆與後緊固件之間機械連接的自動 防故障功能。 裝配兩個連接配件，從而允許減小裝置的體積。 由於在發動機與箱體之間僅存在兩個接口點，因而該懸掛裝置的優點在於使發動 機的拆卸更簡單。 因此，本發明主要涉及一種用於飛行器發動機的懸掛裝置，其包括剛性結構和用 於將所述發動機懸掛在所述剛性結構上的懸掛件，所述懸掛件包括後發動機緊固件和用於 吸收發動機產生的推力的裝置，後發動機緊固件通過固定在剛性結構上的兩個側配件固定 在剛性結構上，所述力吸收裝置包括在後端位置處通過機械連接方式機械連接至平衡杆的 兩個連杆，並且包括固定在後發動機緊固件上並通過推力銷機械連接至剛性結構的連接配 件，其中，側配件包括止擋件，所述止擋件旨在當一個連杆斷裂時限制平衡杆的樞轉並確保 將發動機產生的推力傳遞至剛性結構。 有利地，連接配件為自動防故障類型的，其包括內部配件和外部配件。 在第一實施例中，外部配件包括中空本體和朝向所述本體的前部延伸的板，並且
內部配件包括容納在外部配件的中空本體中的本體，所述內部配件的本體包含有平行於所
述第一板從所述內部配件的本體向前延伸的板，這兩個板構成夾板，所述平衡杆機械連接
至該夾板。 平衡杆因此可包括第一、第二和第三部分，第一和第三部分構成夾板且包圍連接 配件的夾板，第二部分設置在第一部分與第三部分之間，所述第二部分插入連接配件的夾 板。 在第二實施例中，外部配件包括由無底部的殼體構成的本體和從該殼體的前壁向前延伸的夾板，所述前壁包括能夠使殼體的內部與夾板的分支之間的空間相連通的孔，而 內部配件包括容置在外部配件的本體中的本體和穿過前壁的孔且容置在夾板的分支之間 的板；平衡杆包括構成夾板的兩個部分，所述平衡杆的夾板容納內部配件的板並被容納在 外部配件的夾板中。 例如，外部配件和內部配件的本體中的每一個均包括通過拉力螺栓固定至後發動 機緊固件的外圍固定件，內部配件的固定件被夾在外部配件的固定件和後發動機緊固件之 間；這使得能夠利用相同的拉力螺栓將兩個配件固定至後發動機緊固件。
這些固定件可以是凸緣或支架類型的。 優選地，每個側配件均包括通過夾板固定的方式(6clissage)固定在剛性結構上 的第一板以及正交於該第一板且基本平行於剛性結構的下部翼梁的第二板，後發動機緊固 件包括通過拉力螺栓固定至剛性結構的基座。 所述第二板還可包括至少兩個孔，其中，基座裝備有伸出的銷，所述銷包括正交於
銷軸線的鑽孔，這些銷通過所述孔穿過第二板並且在這些銷的每個鑽孔中均安裝有內部
銷。這些銷吸收側向力並且在側配件之一斷裂時能夠吸收沿縱向軸線的力矩。 有利地，這些配件包括止擋表面，在連杆之一斷裂的情況下，平衡杆抵靠在這些表面上。 有利地，推力銷為雙重的並且包括內部銷和外部銷。類似地，平衡杆與連接配件之 間的機械連接銷也可以是雙重的。 本發明還涉及一種包括發動機和發動機懸掛裝置的發動機組件，所述懸掛裝置為 根據本發明的裝置。 本發明還涉及一種包括至少一個根據本發明的發動機組件的飛行器，所述發動機 組件組裝在所述飛行器的機翼上或所述飛行器機身的後部上。


通過下面的描述以及所附附圖將會更好地理解本發明，其中 _圖1示出了飛行器發動機組件的局部側視圖，該飛行器發動機組件包括根據本 發明的懸掛架；-圖2是根據本發明懸掛裝置的第一實施例的透視圖；
_圖3是圖2所示裝置的俯視圖； _圖4是圖2所示裝置的分解視圖，其中省略了某些銷；
-圖5是沿圖3的橫截面A-A所獲得的截面圖；-圖6是根據本發明懸掛裝置的第二實施例的局部透視圖，其以分離狀態示出；
_圖7是圖6所示裝置的俯視圖，該裝置具有側配件和後發動機緊固件；
_圖8是圖7所示裝置的分解視圖，其中省略了某些銷；
-圖9是沿圖7的橫截面B-B所獲得的截面圖。
具體實施例方式
在下面的描述中，術語"縱向"應該被認為是相對於X軸而言。 參照圖l，可以看到用於飛行器的發動機組件l，該發動機組件被固定在所述飛行
6器(未示出)的機翼3下方，所述組件1包括根據本發明優選實施例的懸掛架4。
總體而言，發動機組件1包括諸如渦輪噴氣發動機2的發動機和懸掛架4，該懸掛 架具體地裝備有多個發動機緊固件6、8和9以及支撐這些緊固件的剛性結構10。作為說 明，應當注意組件l由發動機艙(未示出)所包圍，並且懸掛架4包括另一組緊固件(未示 出)，該另一組緊固件能夠確保將所述組件1懸掛在飛行器機翼下方。 在以下的所有描述中，按照慣例，用X表示懸掛架4的縱向方向(與渦輪噴氣發動 機2的縱向方向相似)，該X方向平行於所述渦輪噴氣發動機2的縱向軸線5。用Y表示相 對於懸掛架4橫向定向的方向，該方向與渦輪噴氣發動機2的橫向方向相似，並且用Z表示 豎直方向或高度方向，這三個方向X、 Y和Z彼此正交。 此外，術語"前"和"後"應當被認為是相對於飛行器受渦輪噴氣發動機2的產生 的推力而向前移動的方向而言，該方向以箭頭7示意性示出。 圖l僅示出了懸掛架4的剛性結構10和發動機緊固件6、8和9。構成該懸掛架4 的其它元件(未示出)是與現有技術中的元件相同或類似的傳統元件並且是本領域技術人 員所公知的，這些元件諸如是用於將剛性結構10懸掛在飛行器機翼下面的懸掛件，或者確 保系統的隔離與保持且同時支撐空氣動力學整流罩的副結構。因此，不再對這些元件進行 詳細說明。 剛性結構10具有箱體的典型形式，該箱體由上部翼梁18和下部翼梁20以及兩個 側板22(在圖1中僅一個可見)構成，上部翼梁和下部翼梁均沿X方向延伸且基本處於平 面XY中或相對於該平面略微傾斜，側板均沿X方向延伸且基本處於平面XZ中。在所述箱 體內部，沿平面YZ設置且沿縱向間隔開的橫肋24加強剛性結構10的剛性。應當注意作為 說明，元件18、20和22中的每一個均可製成為單一件，或者可由拼接部分組裝而成。
此外，渦輪噴氣發動機2在前部具有限定圓形風扇通道14的大尺寸的風扇殼體 12，且朝向後部包括較小尺寸的中央殼體16，該中央殼體包含所述渦輪噴氣發動機的核心。 最後，該中央殼體16由排放殼體17向後延伸，該排放殼體的尺寸比中央殼體16的尺寸大。 殼體12、 16和17當然都彼此連在一起。 如圖1中所示，該多個發動機緊固件由前發動機緊固件6、後發動機緊固件8(事實 上構成兩個後半緊固件)以及構成用於吸收渦輪發動機2所產生推力的裝置的緊固件9所 構成。如圖1中示意性示出的，該裝置9例如採用兩個側連杆26的形式(在該側視圖中僅 一個可見)，這兩個側連杆一方面連接至風扇殼體12的後部，另一方面連接至平衡杆28，該 平衡杆通過兩個銷29安裝在後緊固件8上。 圖2示出了根據本發明懸掛裝置的第一實施例的四分之三透視圖。 該懸掛裝置包括後發動機緊固件8和固定在該後發動機緊固件8上的推力吸收裝置9。 該懸掛裝置具有圖1和圖3中示出的沿X和Z方向延伸的對稱平面P。 後發動機緊固件8包括由基座32構成的本體，該基座被設置於構成箱體10下端
的下部翼梁20上。 本體還包括支撐配件34，該支撐配件基本上呈圓弧形且固定在基座的與下部翼梁 20相對的部分的下面。 有利地，基座32和支撐配件34由單片金屬材料製成。
支撐配件34包括連接至發動機的右端34a和左端34b，且更具體地，所述右端和左 端通過鉤環(manille)35a、35b連接至風扇殼體，而所述右端和左端通過銷(未示出)機械 連接至這些鉤環。從而，如上所述，後發動機緊固件8構成兩個半緊固件，即右半緊固件8a 和左半緊固件8b。 後發動機組件8通過設置在箱體對稱平面的兩側上且以夾板固定的方式固定至 箱體10的兩個側配件來固定至箱體，這兩個側配件包括右側配件36a和左側配件36b。
右側和左側被認為是相對於平面P且從前向後(即，圖1中從緊固件6至緊固件 8的方向)來看。 下面將詳細描述右側配件36a，左側配件36b具有相同結構。該右側配件36a包括 位於平面XZ中的第一板38a以及位於平面XY中與第一板成直角設置的第二板40a，其中第 一板38a通過夾板固定的方式固定在位於平面XZ中的下部翼梁20的側翼(未示出)與側 板22之間。 第二板40a位於平行於下部翼梁20且與該下部翼梁隔開一定距離的平面XY中， 使得能夠將後發動機緊固件8安裝至側配件上，這將在下文中描述。 在所示實施例中，基座32包括從其與下部翼梁20的下表面相對的表面32a伸出 的兩對銷42，每一對銷均對稱設置在對稱平面P的各側；每一對銷中的銷42均沿X方向對 齊並包括沿X方向的鑽孔44。 當然應該理解，銷的數量可以多於兩個，可以在對稱平面P的各側上設置多於一 對的銷。 現在描述左側一對銷42在右側配件36a上的固定。 右側配件36a包括形成在位於平面XY中的第二板40a中且彼此相對設置的兩個
孔46a，這兩個孔與銷42的設置相對應。 在圖2中，銷42沒有被示出插入到孔46a中。 這對銷42安裝在形成於第二板40a的下表面上且通向第二板40a的上表面與下 部翼梁20之間的一對孔46a中。銷42的每個鑽孔44容納沿X軸方向的內部銷(未示出)。
基座32通過拉力螺栓(未示出)固定於箱體，例如通過每側上的兩個拉力螺栓。 這些拉力螺栓允許吸收沿Z軸方向的力以及沿X方向的力矩。 通過這些內部銷，在拉力螺栓斷裂的情況下，這些銷確保從箱體上的後發動機緊 固件8吸收沿Z軸的力。此外，這些銷42帶有間隙地安裝在板40上，因此這些銷在一個側 配件斷裂的情況下吸收沿X方向的力矩。 右側一對銷42在左側配件36b上的固定類似於左側一對銷在右側配件上的固定， 因而不再贅述。 根據本發明，吸收推力的裝置包括連接配件49，該連接配件設置在基座32與下部 翼梁20之間並相對於對稱平面P對稱地固定至基座32的上表面。
有利地，該配件為雙重的，以確保"自動防故障"功能。 該連接配件實際上包括外部連接配件50和容納在外部連接配件50中的內部連接 配件56。 外部連接配件包括本體51，該本體裝備有向外圍伸出的固定支架52，每個固定支 架均裝備有用於通過拉力螺栓(未示出)固定至基座32的至少一個鑽孔54。在所示實施例中，該配件包括設有一個鑽孔54的兩個側固定支架52以及向連接配件50的後端伸出且 設有三個鑽孔54的固定支架52。 有利地，在固定支架52與本體51之間設置有加強肋57，以加強緊固件的剛性。
可以用外圍凸緣來取代固定支架。 本體51包括用於容納推力銷60的第一端的中心孔58，該推力銷用於將推力從連 接配件50傳遞到箱體，其中銷60的第二端安裝在箱體10中。 本體51通過板62向前延伸，該板62設有容納平衡杆28的機械連接銷66的鑽孔 64。 有利地，板62基本上沿連杆26的方向向前並向下傾斜。 連接配件50的本體51由限定一中空空間的側壁、後壁和上壁限定，且容納下部連 接配件56，從而構成"自動防故障"連接配件。 內部連接配件56具有與配件50基本相同的形狀，內部連接配件包括夾在支架52 與基座32之間的本體68以及側支架和後支架70，以及向前平行於板62延伸的板72，該板 72設有用於銷66通過的鑽孔73。 本體68還包括與本體51的鑽孔58相對的鑽孔75以便容納推力銷60的一端。
兩塊板62、72彼此間隔地平行延伸，從而限定用於容納平衡杆28的一部分的空 間。 簡單的連接配件49( S卩，並非包括兩個配件)當然也並未超出本發明的範圍。
有利地，且如在圖4和圖5中具體可見的，平衡杆28由第一部分28. 1、第二部分 28. 2以及第三部分28. 3構成，它們疊加在一起並在其中之一斷裂時確保自動防故障功能。
在所示實施例中，第一部分28. l和第三部分28. 3分別設置在板62上方和板72下 方，而第二部分28. 2設置在板62與72之間的空間中。因此，板62夾在平衡杆28的第一 部分28. 1與第二部分28. 2之間，而板72夾在平衡杆28的第二部分28. 2與第三部分28. 3 之間。 有利地，在第 一 部分28. 1的與板62接觸的表面中形成中空的凹痕 (empreinte) 76，且在第三部分28. 3的與板72接觸的表面中形成中空的凹痕78。這些凹痕 76、78能夠使得平衡杆的厚度減小。 此外，這些凹痕76、78具有開口向後的V型形狀，以便允許平衡杆圍繞銷66相對 於連接配件50、56樞轉。 根據本發明，如果一個連杆26斷裂，平衡杆28抵靠在完好無損的連杆26的側配 件36上，從而不需要使用額外的止擋配件。 根據本發明，每個側配件36a、36b均包括在第一板38a和第二板40a之間的連接 位置處向前伸出的部分80，該部分80由基本上沿Y和Z方向延伸的止擋板82終止。
有利地，在伸出部分80下面設置有加強肋84。 現在描述通過根據本發明的裝置吸收沿X、 Y和Z方向施加的力的路徑。
在正常操作中，當所有部分都完好無損時，如圖2所示，沿Z方向施加的力經由拉 力螺栓被後發動機緊固件8和側配件吸收。沿Y方向施加的側向力經由銷42和推力銷60 以及連接配件50、56被後發動機緊固件8吸收。 由發動機產生且沿X方向施加的力通過銷29從連杆26傳遞至平衡杆28，然後通
9過銷66從平衡杆28傳遞至連接配件50 、56，並隨後通過推力銷60從連接配件50 、56傳遞 至箱體。 如果左側連杆斷裂，在"逆向模式(en mode reverse)"操作中，當發動機施加向前 的力時，平衡杆28圍繞銷樞轉並且抵靠在右側配件36a的止擋板82上，從而力從右側連杆 26a傳遞至右側配件36a，接著從右側配件36a傳遞至箱體10。
如果右側連杆26a斷裂，則左側配件吸收力。 根據力的施加，該力的或多或少的一部分被平衡杆、銷66和連接配件吸收。
當發動機施加推力時，如果右側連杆斷裂，平衡杆28則圍繞銷樞轉並抵靠在右側 配件36a的止擋板82上，並且從而推力被右側配件36a吸收。 根據推力的施加，推力的或多或少的一部分被平衡杆、銷66和連接配件吸收。
如果平衡杆的三個部分28. 1、28. 2、28. 3之一斷裂，則兩個完好無損的部分將力 從連杆26a、 26b傳遞至推力銷60。 如果外部連接配件50斷裂，則內部連接配件起作用並經由推力銷60將力從平衡 杆28傳遞至箱體10。 在正常操作中，沿X方向的力矩在後緊固件上被該緊固件每側上的拉力螺栓吸
收。如果一個或多個拉力螺栓斷裂，則沿X方向的力矩被銷42吸收。 沿Y和Z方向的力矩被後發動機緊固件和前發動機緊固件共同吸收。 有利地，銷60為"自動防故障"類型的，即，其為雙重銷，如從圖4中可以看到的，
該銷60包括外部銷60. 1和內部銷60. 2，因此，在外部銷60. 1斷裂的情況下，內部銷60. 2
起作用。 有利地，銷66為"自動防故障"類型的，即，其為雙重銷，且包括外部銷和內部銷。 因此，在外部銷斷裂的情況下，內部銷起作用。 圖6示出了根據本發明第二實施例的懸掛裝置，其中根據該第二實施例的裝置與 根據第一實施例的裝置的主要區別在於連接配件和平衡杆的結構。 為了簡化起見，使用相同參考標號來表示與第一實施例中具有基本相同形式和相 同功能的元件。 由於後發動機緊固件的固定與第一實施例中的類似，因此關於第一實施例的描述 也適用於此。 根據該第二實施例，平衡杆128與箱體10之間的機械連接由連接配件149實現， 有利地由彼此嵌套的兩個連接配件實現，這兩個連接配件包括外部配件150和內部配件 152。 外部配件150包括本體151，該本體通過設有鑽孔154的固定凸緣161從側部且向 後連接，以便能夠通過拉力螺栓(未示出)將第一配件150固定在基座32上。
如在第一實施例中那樣，可以考慮設置固定支架。本體151由兩個側壁153、一個上壁155、一個後壁157以及一個前壁159限定。
本體151還包括基本上位於其上壁155的中心的鑽孔160，該鑽孔用於容納推力銷 60的一端。 外部連接配件150還包括從前壁159延伸出的夾板162，該夾板容納平衡杆128。
夾板162基本上沿連杆26a、26b的傾斜方向向前並向下傾斜。
夾板162鑽有容納銷166的鑽孔164。 前壁159也被鑽孔以便允許第二配件152的板168通過。 內部配件152包括本體170和板168，該本體的形狀和尺寸適於插入第一配件150 的本體151中，且該板從本體170的前表面突出。 本體170包括外圍凸緣172，該外圍凸緣也鑽有鑽孔，這些鑽孔與外部配件150的
凸緣156上的鑽孔相對應，且該外圍凸緣介於外部配件的凸緣156與基座32之間。 本體170包括與本體151的鑽孔160相對的鑽孔171，以容納推力銷60的端部。 板168包括與夾板162的鑽孔相對的鑽孔169，以用於銷166通過。 當內部配件152安置在外部配件150中時，板穿過外部連接配件150的本體151
的前壁159並容置在夾板162的兩個分支之間，如從圖9中所能詳細看到的。 板168平行於夾板162的分支延伸且與這些分支間隔一定距離，從而提供兩個空間。 簡單的連接配件149( S卩，並非包括兩個配件)當然也沒有超出本發明的範圍。
有利地，平衡杆128由分別穿過形成在夾板162與板168之間的空間的兩個平衡 杆128. 1， 128. 2構成。 因此，如果平衡杆128. 1、128. 2之一斷裂，則另一個平衡杆起作用以傳遞力。
兩個平衡杆128. 1、128. 2具有類似的形狀且有利地在其與板168接觸的表面上包 括用於容納所述板168的凹痕178、 180。 每個平衡杆128. 1、128. 2均包括用於連接至連杆26a、26b的兩個側鑽孔以及用於 連接至連接配件150、 152的一個中心鑽孔。 凹痕178、180具有開口向後的V形形狀，以使平衡杆能夠圍繞銷168樞轉。
根據本發明，且以與第一實施例類似的方式，每個側配件36a均包括部分80，該部 分80在第一板38a和第二板40a之間的連接位置處向前伸出且以基本沿Y和Z方向延伸 的止擋板82終止。 有利地，在伸出部分80下面設置有加強肋84。 凹痕178U80允許足夠的旋轉角度，以使得平衡杆能夠抵靠在側配件的伸出部分 80之一上。 現在描述通過根據本發明第二實施例的裝置吸收沿X、 Y和Z方向施加的力的路徑。 在正常操作中，當所有部分都完好無損時，如圖2所示，沿Z方向施加的力經由銷
42和插在銷42中的內部銷被後發動機緊固件8和側配件吸收。沿Y方向施加的側向力經
由連接配件150、 152被後發動機緊固件8和推力銷60吸收。由發動機產生且沿X方向施
加的推力通過銷29從連杆26傳遞至平衡杆128，然後通過銷166從平衡杆128傳遞至連接
配件150、152，並隨後通過推力銷60從連接配件150、 152傳遞至箱體10。 如果左側連杆斷裂，在"逆向模式"操作中，當發動機施加向前的力時，平衡杆128
圍繞銷樞轉並且抵靠在右側配件36a的止擋板82上，從而力從右側連杆26a傳遞至右側配
件36a，接著從右側配件36a傳遞至箱體10。 如果右側連杆26a斷裂，則左側配件吸收力。 根據力的施加，該力的或多或少的一部分被平衡杆、銷66和連接配件吸收。
當發動機施加推力時，如果右側連杆斷裂，平衡杆128則圍繞銷樞轉並抵靠在右 側配件36a的止擋板82上，從而推力被右側配件36a吸收。 根據推力的施加，推力的或多或少的一部分被平衡杆、銷66和連接配件吸收。
如果兩個平衡杆128. 1、128. 2之一斷裂，則另一平衡杆將連杆26a、26b所傳遞的 力傳遞至推力銷60。 如果外部連接配件150斷裂，則內部連接配件152起作用並經由推力銷60將力從 平衡杆128傳遞至箱體10。 在正常操作中，沿X方向的力矩在後緊固件上被該緊固件每側上的拉力螺栓吸
收。如果一個或多個拉力螺栓斷裂，則沿X方向的力矩被銷42吸收。 沿Y和Z方向的力矩被後發動機緊固件和前發動機緊固件共同吸收。 如在第一實施例中的那樣，銷60有利地為"自動防故障"類型的，即，其為雙重銷，
且如從圖8和圖9中可以看到的，該銷包括外部銷60. l和內部銷60.2。因此，在外部銷
60. 1斷裂的情況下，內部銷60. 2起作用。 類似地，銷166有利地為"自動防故障"類型的，S卩，其為雙重銷，且該銷包括外部 銷和內部銷。因此，在外部銷斷裂的情況下，內部銷起作用。 圖2至圖9中示出的力吸收裝置僅通過非限定實施例的方式進行了描述。在不超 出本發明範圍的情況下可以做出一些修改。例如，可以不同方式設置後緊固件在側配件上 的連接。此外，連接配件的形狀可根據可利用空間的配置以及組成平衡杆的部件的形狀和 數量而改變。 連接配件49為自動防故障類型且實際上包括兩個彼此嵌套的配件50、56，平衡杆 與該配件之間的銷66無間隙地安裝在兩個配件中(圖5)。因此，在正常操作中這兩個配件 被同時推動(solliciter)。這也適用於第二實施例。
1權利要求
一種用於飛行器發動機的懸掛裝置，所述懸掛裝置包括剛性結構(10)和用於將所述發動機懸掛在所述剛性結構上的懸掛件，所述懸掛件包括後發動機緊固件(8)和用於吸收所述發動機產生的推力的裝置(9)，所述後發動機緊固件(8)通過固定在所述剛性結構上的兩個側配件固定在所述剛性結構上，所述力吸收裝置(9)包括在後端位置處通過機械連接方式機械地連接至所述平衡杆(28，128)的兩個連杆(26a，26b)，並且包括固定在所述後發動機緊固件(8)上並通過推力銷(60)機械連接至所述剛性結構(10)的連接配件(49，149)，其中，所述平衡杆機械連接至所述連接配件，並且所述側配件包括止擋件，所述止擋件旨在當一個連杆(26a，26b)斷裂時限制所述平衡杆(28)的樞轉並確保將所述發動機產生的推力傳遞至所述剛性結構(10)。
2. 根據權利要求l所述的懸掛裝置，其中，所述連接配件包括外部配件(50,150)和內 部配件(56,152)。
3. 根據權利要求2所述的懸掛裝置，其中，所述外部配件(50)包括中空本體(51)和朝 所述本體的前部延伸的板，並且所述內部配件(56)包括容置在所述外部配件的中空本體 (51)中的本體，所述內部配件的本體包含有平行於所述第一板從所述內部配件的本體向前 延伸的板，所述兩個板構成夾板，所述平衡杆(28)機械連接至所述夾板。
4. 根據前一權利要求所述的懸掛裝置，其中，所述平衡杆(28)包括第一部分(28. 1)、 第二部分(28.2)以及第三部分(28.3)，所述第一部分和所述第三部分構成夾板並包圍所 述連接配件(49)的夾板，並且所述第二部分設置在所述第一部分(28. 1)與所述第三部分 (28.3)之間，所述第二部分(28.2)插入所述連接配件(49)的夾板。
5. 根據權利要求2所述的懸掛裝置，其中，所述外部配件(150)包括由無底部的殼體構 成的本體(151)和從所述殼體的前壁向前延伸的夾板(162)，其中，所述前壁(159)包括能 夠使所述殼體的內部與所述夾板(162)的分支之間的空間相連通的孔，並且所述內部配件 (152)包括本體(171)和板(168)，所述內部配件(152)的本體容置在所述外部配件(150) 的本體中，所述板(168)穿過所述前壁(159)中的所述孔並容置在所述夾板(162)的分支 之間，所述平衡杆(128)包括構成夾板的兩個部分(128. 1，128. 2)，所述平衡杆的夾板容納 所述內部配件(152)的板(168)並被容納在所述外部配件(150)的夾板(162)中。
6. 根據權利要求3至5中任一項所述的懸掛裝置，其中，所述外部配件(50， 150)和所 述內部配件(56,152)的本體(51,151)中的每一個均包括通過拉力螺栓固定至所述後發動 機緊固件(8)的外圍固定件(52，70，161，172)，所述內部配件(56,152)的固定件(70,172) 被夾在所述外部配件(50,150)的固定件(52,161)和所述後發動機緊固件(8)之間。
7. 根據權利要求1至6中任一項所述的懸掛裝置，其中，每個側配件(36a)均包括通 過夾板固定的方式固定在所述剛性結構(10)上的第一板(38a)以及正交於所述第一板且 基本平行於所述剛性結構(10)的下部翼梁(20)的第二板(40a)，所述後發動機緊固件(8) 包括通過拉力螺栓固定至所述剛性結構的基座(32)。
8. 根據權利要求7所述的懸掛裝置，其中，所述第二板(40a)包括至少兩個孔，所述基 座(32)裝備有伸出的銷(42)，所述銷(42)包括正交於所述銷的軸線的鑽孔，所述銷(42) 通過所述孔帶有間隙地穿過所述第二板(40a)並且在所述銷(42)的每個鑽孔中均安裝有 內部銷。
9. 一種發動機組件，包括發動機和發動機懸掛裝置，所述懸掛裝置是根據上述權利要求中任一項所述的懸掛裝置。
10. —種飛行器，包括至少一個根據權利要求9所述的發動機組件，所述發動機組件組 裝在所述飛行器的機翼上或者組裝在所述飛行器機身的後部上。
全文摘要
本發明主要涉及一種用於飛行器發動機的懸掛裝置，其包括剛性結構(10)和用於將所述發動機懸掛在所述剛性結構上的懸掛件，所述懸掛件包括後發動機緊固件(8)和用於吸收發動機產生的推力的裝置(9)，後發動機緊固件(8)通過固定在剛性結構上的兩個側配件固定在剛性結構上，所述吸收力的裝置(9)包括通過機械連接方式機械連接至平衡杆(28)的兩個連杆(26a，26b)，並且包括固定在後發動機緊固件(8)上並通過推力銷(60)機械連接至剛性結構(10)的連接配件(49)，其中，側配件包括止擋件，該止擋件在一個連杆(26a，26b)斷裂時限制平衡杆(28)的樞轉並確保將推力傳遞至剛性結構(10)。
文檔編號B64D27/26GK101784442SQ200880104237
公開日2010年7月21日 申請日期2008年8月22日 優先權日2007年8月24日
發明者埃馬紐埃爾·吉耶, 帕斯卡爾·加爾德, 讓-馬克·馬丁奧 申請人:空中巴士運作股份公司