阅读说明：本技术 用于飞行器的组件和推进组件及飞行器 (Assembly and propulsion assembly for aircraft and aircraft ) 是由 托马斯·德福雷 雅基·皮埃什 于 2019-06-24 设计创作，主要内容包括：本发明涉及用于飞行器的组件和推进组件及飞行器,组件包括：吊挂架,吊挂架具有安装板,安装板具有前部面和后部面,在前部面与后部面之间至少一个中心孔穿过安装板；前部发动机安装件,前部发动机安装件包括翼梁,翼梁具有顶接抵靠安装板的前部面的后部面,对于每个中心孔,翼梁具有与中心孔对准的互补中心孔；以及每个中心孔的安装系统。安装系统包括：剪切销,剪切销从后部面插入到中心孔和互补中心孔中,剪切销具有顶接抵靠后部面的凸缘；支撑件,支撑件具有中心孔,中心孔的直径大于凸缘的直径,支撑件固定至后部面；盖体,盖体固定至支撑件,盖体封闭中心孔顶接抵靠剪切销。因此,这样的组装系统可以仅从一个侧部装配,即使另一侧不可触及。(The invention relates to an assembly for an aircraft, a propulsion assembly and an aircraft, the assembly comprising: a hanger having a mounting plate with a front face and a rear face, at least one central aperture passing through the mounting plate between the front face and the rear face; a front engine mount comprising a spar having an aft face abutting against the forward face of the mounting plate, the spar having, for each central aperture, a complementary central aperture aligned with the central aperture; and a mounting system for each central aperture. The mounting system includes: a shear pin inserted into the central bore and the complementary central bore from the rear face, the shear pin having a flange abutting against the rear face; a support having a central bore with a diameter greater than a diameter of the flange, the support secured to the rear face; the cover body is fixed to the supporting piece, and the cover body seals the center hole and abuts against the shearing pin in a butting mode. Thus, such an assembly system can be fitted from only one side, even if the other side is not accessible.)

用于飞行器的组件和推进组件及飞行器

技术领域

本发明涉及一种用于飞行器的组件，该组件包括吊挂架和前部发动机安装件，涉及一种包括这种组件的飞行器的推进组件，并且涉及一种包括至少一个这种推进组件的飞行器。

背景技术

飞行器常规地包括机翼，在机翼下方安装有吊挂架，发动机安装在吊挂架上。发动机经由安装件系统固定至吊挂架，该安装件系统除其它事项之外由前部处的发动机安装件和在后部处的后部发动机安装件构成。

在前部发动机安装件抵靠吊挂架的前部边缘定位的情况下，安装由张力螺栓提供，并且剪切销垂直于所述前部边缘，即总体上水平。

发动机首先被固定至前部发动机安装件，并且因为其结构，它妨碍了触及前部发动机安装件的前部面。

然后，通过竖直地提升来执行前部发动机安装件抵靠吊挂架的前缘的定位。当前部发动机安装件就位时，装配剪切销和张力螺栓。

因为难以触及前部发动机安装件的前部面，所以装配剪切销和张力螺栓是困难的。

发明内容

本发明的目的是提出一种用于飞行器的组件，所述组件包括吊挂架和前部发动机安装件，所述前部发动机安装件包括用于更容易装配并固定剪切销的装置。

为此，本发明提出了一种用于飞行器的组件，所述组件包括：

-吊挂架，所述吊挂架具有安装板，所述安装板具有前部面和后部面，并且在所述前部面与所述后部面之间至少一个中心孔穿过所述安装板；

-前部发动机安装件，所述前部发动机安装件包括翼梁，所述翼梁具有顶接抵靠所述安装板的前部面的后部面，并且，对于每个中心孔，所述翼梁具有与所述中心孔对准的互补中心孔；以及

-用于每个中心孔的安装系统，所述安装系统包括：

-剪切销，所述剪切销从所述安装板的后部面***到所述中心孔和所述相应的互补中心孔中，并且所述剪切销具有顶接抵靠所述安装板的后部面的凸缘，

-支撑件，所述支撑件具有中心孔，所述中心孔的直径大于所述凸缘的直径，并且所述支撑件固定至所述安装板的后部面以便与所述中心孔和所述中心孔对准，以及

-盖体，所述盖体固定至所述支撑件，所述盖体封闭所述中心孔并且顶接抵靠所述剪切销。

因此，这样的组装系统可以只在一侧上装配，即使另一侧不可触及。

有利地，所述安装板具有穿其而过的、在所述前部面与所述后部面之间的至少一个周边孔，对于每个周边孔，所述翼梁具有与所述周边孔对准的互补周边孔和固定在所述互补周边孔的区域中的螺母，并且对于每个周边孔，所述安装系统包括张力螺栓，所述张力螺栓通过穿过所述周边孔和所述互补周边孔从所述安装板的后部面拧入所述螺母。

有利地，每个张力螺栓的头部具有独特的形状，并且所述组件包括防旋转系统，所述防旋转系统包括：

-安装板，所述安装板固定在所述安装板的后部面与所述支撑件之间，具有与所述中心孔对准的并且其直径大于所述剪切销的凸缘的直径的开口，并且具有贯穿有锁定孔的翼部，

-锁定板，所述锁定板具有独特的相反形状，其中，所述独特的形状和所述独特的相反形状相协作以锁定所述锁定板防止围绕所述张力螺栓的轴线旋转，并且所述锁定板具有与所述锁定孔对准的锁定开口，以及

-销，所述销装配到所述锁定开口和所述锁定孔中。

本发明还提出了一种用于飞行器的推进组件，所述推进组件包括发动机和根据以上代替形式之一所述的组件。

本发明还提出了一种飞行器，所述飞行器包括至少一个根据以上替代形式所述的推进组件。

附图说明

通过阅读一个示例性实施例的以下描述，本发明的上述特征以及其他特征将变得更加清楚明显，所述描述是参考附图给出的，在附图中：

图1是具有至少一个根据本发明的组件的飞行器的侧视图，

图2是根据本发明的组件在组装前的透视图，

图3是根据本发明的安装系统的透视且分解视图，

图4是根据本发明的组件在组装位置的截面视图，并且

图5是组件在组装位置的透视图。

具体实施方式

在下面的描述中，涉及位置的术语以正常向前行进的飞行器为参照，即如图1所描绘的。

图1示出了飞行器10，该飞行器包括机身12，该机身在每一侧上具有机翼14。

吊挂架102安装在每个机翼14下方，发动机150安装在吊挂架102上。发动机150例如是涡轮喷气发动机，并且除其它事项之外包括结构壳体和短舱152，该结构壳体固定至吊挂架102，该短舱构成发动机150的空气动力导流件，并且该短舱被固定至结构壳体并被固定至吊挂架102。

贯穿下面的说明，并且按照惯例，方向X与发动机150的纵向方向相对应，这个方向与发动机150的纵向轴线平行。另外，方向Y与相对于发动机150横向定向的方向相对应，并且方向Z与竖直或高度方向相对应，这三个方向X、Y、Z相互正交。

图2示出了包括吊挂架102和前部发动机安装件202的组件200。为了简单起见，未描绘结构壳体，但是该结构壳体被固定至前部发动机安装件202、并且具有位于前部发动机安装件202的前方并阻碍触及该前部发动机安装件的部分。

因此固定在吊挂架102与结构壳体之间的前部发动机安装件202包括固定至吊挂架102的翼梁204和定位在发动机150的中间平面XZ各侧上的两个联接板206(在图2中仅有一个联接板可见)。每个联接板206被固定在翼梁204与结构壳体之间。

对于每个联接板206，翼梁204和结构壳体具有U形夹208，所述联接板206的一个端部***该U形夹中、并且通过装配螺钉螺母型的安装系统210固定在该U形夹中。

吊挂架102的前部边缘具有安装板212，该安装板总体上是竖直的，并且具有面向前的前部面230和面向后的后部面232。

安装板212具有穿其而过的、在前部面230与后部面232之间的至少一个中心孔214a-b。

在此处所描述的本发明的实施例中，有两个中心孔214a-b。每个中心孔214a-b的轴线总体上是水平的并且与纵向方向X平行。

每个中心孔214a-b旨在接受剪切销。

对于每个中心孔214a-b，翼梁204具有互补中心孔224，该互补中心孔与相应的中心孔214a-b对准。

通过竖直提升F来执行翼梁204抵靠安装板212的装配，直到每个互补中心孔224与安装板212的相应中心孔214a-b对准。在装配期间，前部面230将其自身抵靠翼梁204的后部面定位。

图3和图4示出了为每个中心孔214a-b装配的安装系统300。

安装系统300包括具有凸缘404的剪切销402。剪切销402从安装板212的后部面232***到中心孔214a-b和相应的互补中心孔224中，并且其凸缘404与安装板212的后部面232发生顶接抵靠。剪切销402的长度足以使得该销位于中心孔214b和梁翼204的相应的互补中心孔224中。

安装系统300包括具有中心孔310的支撑件308，该中心孔的直径大于凸缘404的直径。支撑件308以与中心孔310和中心孔214b对准的方式固定至安装板212的后部面232。在这种情况下，支撑件308由三个螺钉312固定在位，这三个螺钉拧入附接至支撑件308的螺母、同时通过为此目的制出的钻孔从前部面230到后部面232穿过安装板212。这种附接模式不要求钻孔被攻丝，但是任何其他附接模式同样也是可能的，例如将钻孔攻丝并且从后部面232拧入螺钉312。

安装系统300包括盖体406，该盖体可移除地附接至支撑件308，并且封闭中心孔310并与剪切销402发生顶接抵靠。

此处，使用螺钉408来执行盖体406的附接，这些螺钉从后部面232拧入附接至支撑件308的螺母。

安装系统300的装配在于将支撑件308固定至后部面232。一旦翼梁204面向安装板212，就从后部面232装配剪切销402，并且最后将盖体406从后部面232固定至支撑件308。

因此，在已经定位了翼梁204之后，不需要触及翼梁204的前部来装配剪切销402。

在此处所陈述的本发明实施例中，安装系统300包括容纳在中心孔214b中的减摩环304。剪切销402因此被推入到减摩环304中。

安装板212具有在其前部面230上的、围绕中心孔214b的凹部302，并且在此处描述的本发明实施例中，减摩环304具有装配到凹部302中的凸缘306。因此在这种情况下，减摩环304从前部面230进行装配。

同样的可以提供的是凹部位于后部面232侧上，并且减摩环304因此从后部面232装配到此处。

在此处所描述的本发明实施例中，安装板212还具有四个周边孔216a-d。每个周边孔216a-d的轴线总体上是水平的并且与纵向方向X平行。此处，安装板212在中间平面XZ的每一侧上具有一个中心孔214a-b和两个周边孔216a-d，其中，一个周边孔216a、216c位于中心孔214a-b上方，并且其中，一个周边孔216b、216d位于中心孔214a-b的下方。当然，中心孔214a-b和周边孔216a-d的数量可以不同。

每个周边孔216a-d旨在用于接受张力螺栓502，并且开口到前部面230和后部面232上。

对于每个周边孔216a-d，翼梁204具有与相应的周边孔216a-d对准互补周边孔226a-b。

对于每个周边孔216a-d，翼梁204包括螺母228a-b，该螺母固定在相应的互补周边孔226a-b的区域中，以便允许拧入安装系统300的张力螺栓502。

当翼梁204抵靠安装板212装配时，每个孔216a-d与相应的互补周边孔226a-b对准。

张力螺栓502也从安装板212的后部面232装配，并且通过穿过周边孔216a-d和互补周边孔226a-b而拧入翼梁204的、为此目的提供的螺母228a-b中。

安装板212在侧面处突出超过吊挂架102的本体，使得可从后部面232触及中心孔214a-b和周边孔216a-d。

在此处所描述的本发明实施例中，安装系统300包括附加的减摩环410，该减摩环容纳在翼梁204的、与安装板212的中心孔214b对准的互补中心孔224中。附加的减摩环410具有凸缘，该凸缘装配到翼梁204的、在其后部面上的、围绕互补孔224的凹部中。剪切销402因此被推入到附加的减摩环410中。

对于每个张力螺栓502，安装系统300还包括防止张力螺栓502转动的防旋转系统500。

防旋转系统500包括固定在安装板212的后部面232与支撑件308之间的安装板504。安装板504具有开口504，该开口与中心孔214b对准、并且其直径大于剪切销402的凸缘404的直径，以便允许从后部面232安装该剪切销。

在此处所描述的本发明实施例中，安装板504具有用于螺钉312通过的孔。

对于安装板504的每个邻接的张力螺栓502，这个安装板具有朝向所述张力螺栓502延伸、并且贯穿有锁定孔508的翼部506。

每个张力螺栓502的头部具有独特的形状510，并且防旋转系统500包括具有独特的反形状的锁定板512，其中，该独特的形状510和独特的反形状彼此协作以锁定该锁定板512防止围绕张力螺栓502的轴线旋转。

在此处所描述的本发明实施例中，独特的形状510是独特的星形的凸形形式，并且独特的相反形状是星形的凹形形式。

锁定板512具有锁定开口514(在这种情况下为椭圆形形状)，该开口与锁定孔508对准。

防旋转系统500还包括销，该销被定位并装配到锁定开口514和锁定孔508中以防止锁定板512转动，并且因此防止张力螺栓502转动。

在图3和图4所描绘的本发明实施例中，安装系统300还包括套环314，该套环装配到凹部302的底部中、并且包括埋头孔以容纳螺钉312的头部。

因此，对于飞行器10，根据本发明的推进组件包括发动机150、具有吊挂架102和前部发动机安装件202的组件100。