阅读说明：本技术 安装吊挂架及包括其的飞行器 (Installation hanging rack and aircraft comprising same ) 是由 托马斯·德福雷 伯努瓦·奥特乌 奥列弗·格莱兹 于 2019-06-25 设计创作，主要内容包括：本发明涉及一种安装吊挂架(15)及包括其的飞行器,所述安装吊挂架包括结构(100),所述结构包括具有上翼梁(126)、下翼梁(128)、以及侧向侧面(108)的两个C形半结构(102a),并且所述结构包括上面板(110)、下面板(112)、反作用附接点(120)、附接在所述反作用附接点(120)与喷气发动机之间的两个杆件(122)、以及附接至机翼箱盒的前部机翼附接点(124)。所述侧向侧面(108)包括在所述前部机翼附接点(124)与所述反作用附接点(120)之间对齐的托梁(130,132),并且其中,在两个相继的托梁(130,132)之间的角度相等。这种类型的安装吊挂架因此更轻、并且允许沿托梁更好地传递载荷。(The invention relates to a mounting pylon (15) and an aircraft comprising it, comprising a structure (100) which comprises two C-shaped half-structures (102a) with an upper spar (126), a lower spar (128), and lateral sides (108), and which comprises an upper panel (110), a lower panel (112), a reaction attachment point (120), two bars (122) attached between the reaction attachment point (120) and a jet engine, and a front wing attachment point (124) attached to a wing box. The lateral side (108) comprises joists (130, 132) aligned between the front wing attachment point (124) and the reaction attachment point (120), and wherein the angle between two consecutive joists (130, 132) is equal. This type of mounting hanger is therefore lighter and allows better transfer of loads along the joist.)

安装吊挂架及包括其的飞行器

技术领域

本发明涉及一种用于飞行器的机翼下方的喷气发动机的安装吊挂架。本发明还涉及一种装备有机翼箱盒、喷气发动机和这种类型的安装吊挂架的飞行器。

背景技术

在现有的飞行器中，诸如喷气发动机的发动机使用复杂的安装装置来悬挂在机翼下方，这些安装装置也称为EMS(发动机安装结构)或安装吊挂架。正常使用中的安装吊挂架具有主结构(也被称为刚性结构)，该主结构通常采取箱盒的形式、即通过组装上翼梁和下翼梁来构建，该上翼梁和下翼梁通过位于箱盒内并在其末端处的多个横向加强肋而彼此连接。这些翼梁被安排在下部面和上部面处，而侧向面板封闭箱盒以形成侧面。此外，安装吊挂架安排在发动机的顶部、在发动机与机翼箱盒之间。这被称为“12点钟”位置。

如已知的，这些吊挂架的主要结构被设计成用于允许向机翼传递源自发动机的静态和动态载荷，诸如重量、推力，但也可以是多种不同的动态载荷，尤其是与诸如叶片损失(FBO或“风扇叶片脱落(Fan Blade Out)”)、前起落架垮塌、动态着陆等的故障事件关联的那些动态载荷。

在从现有技术中已知的安装吊挂架中，如在文献FR 2 887 522中，在其主结构与机翼箱盒之间的载荷传递常规地由一组附接点来确保，这组附接点包括前附接点、后附接点、以及中间附接点，该中间附接点尤其旨在用于吸收由发动机所生成的推力载荷。常规地，这些附接点竖直地***机翼箱盒与安装吊挂架的主结构之间。

尽管这种类型的安装吊挂架完全令人满意，但期望的是识别优化了发动机与机翼箱盒之间的载荷路径的构架。

发明内容

本发明的一个目的是提出一种用于飞行器的机翼下方的喷气发动机的安装吊挂架，该安装吊挂架提供了喷气发动机与机翼箱盒之间更好的载荷传递。

为此目的，所提出的是一种安装吊挂架，所述安装吊挂架用于将喷气发动机安装至机翼箱盒，所述安装吊挂架包括结构，所述结构包括：

-左舷半结构和右舷半结构，所述左舷半结构和所述右舷半结构各自是朝向另一个半结构的开口开放的C形梁的形式、并且包括上翼梁、下翼梁、以及在所述上翼梁与所述下翼梁之间延伸的侧向侧面，

-上面板，所述上面板附接至所述上翼梁，

-下面板，所述下面板附接至所述下翼梁，

-反作用附接点，所述反作用附接点附接在所述下面板下方，

-两个杆件，所述两个杆件各自具有附接至所述反作用附接点的一个端部以及被配置成附接至所述喷气发动机的另一个端部，以及

-前部机翼附接点，所述前部机翼附接点被配置成附接至所述机翼箱盒，

其中，所述侧向侧面由镂空结构构成、并且包括反作用托梁，所述反作用托梁在所述上翼梁与所述下翼梁之间以线性方式延伸、并且被定向成在所述前部机翼附接点与所述反作用附接点之间对齐，并且

其中，所述侧向侧面还包括多个传递托梁，所述多个传递托梁在所述上翼梁与所述下翼梁之间以线性方式延伸，其中，所述传递托梁在所述反作用托梁的后方前后地安排，其中，每个传递托梁被定向成朝向所述前部机翼附接点对齐，并且其中，两个相继的托梁之间的角度相等。

-后部机翼附接点，所述后部机翼附接点安排至所述安装吊挂架的后方、并且包括基部，所述基部被配置成通过与竖直方向Z平行地定向的多个螺栓以及剪切销附接至所述机翼箱盒,

其中，所述后部机翼附接点包括结构组件，所述结构组件包括两个上部梁和两个下部梁，其中，所述梁在一个端部处紧固至彼此、并且紧固至所述基部，其中，每个上部梁在另一个端部处紧固至同侧的所述上翼梁，并且其中，每个下部梁在另一个端部处紧固至同侧的所述下翼梁。

这种类型的安装吊挂架因此更轻、并且允许沿托梁更好地传递载荷。

有利地，所述基部总体上与所述前部机翼附接点共面，所述上部梁总体上是水平的，并且当所述下部梁在从前向后延伸时从低到高倾斜。

有利地，每个托梁提供有肋。

有利地，所述上翼梁和所述下翼梁提供有肋。

本发明还提出了一种飞行器，所述飞行器包括机翼箱盒、喷气发动机、以及根据前述变型之一所述的安装吊挂架，其中，所述安装吊挂架通过所述前部机翼附接点附接至所述机翼箱盒，并且其中，所述喷气发动机通过所述两个杆件附接至所述安装吊挂架。

附图说明

在阅读以下对一个示例性实施例的描述之后，上述本发明的特征以及其他特征将更加清楚地显现，所述描述参照附图给出，在附图中：

图1示出了根据本发明的飞行器的侧视图，

图2示出了根据本发明的安装吊挂架的侧视图，

图3示出了根据本发明的安装吊挂架的后部的透视图，根据图2的箭头III进行观察，

图4示出了根据本发明的安装吊挂架的透视侧视图，并且

图5示出了根据本发明的安装吊挂架的某一区域的透视图。

具体实施方式

图1示出了具有机翼12的飞行器10，该机翼包括机翼箱盒，并且该机翼下方附接有根据本发明的安装吊挂架15，并且该安装吊挂架进而支撑喷气发动机14。

按照惯例，X表示喷气发动机14的纵向方向，这个方向X与飞行器10的纵向轴线平行。此外，Y表示喷气发动机14的横向方向，这个方向在飞行器处于地面上时是水平的，并且Z表示当飞行器处于地面上时的竖直方向或竖直高度，这三个方向X、Y和Z相互正交。

图2示出了具有结构100的安装吊挂架15。图3示出了结构100的后部，图4示出了结构100，省略了该结构的一部分以便使内部可见，并且图5示出了结构100的细节。

结构100包括左舷半结构102a和右舷半结构102b。

每个半结构102a-b是C形梁的形式，该C形梁朝向另一个半结构102b-a的开口开放，如在图3中更清楚示出的。每个半结构102a-b包括总体上在横向Y方向上定向的上凸缘104形式的上翼梁126和下凸缘106形式的下翼梁128，以及在上翼梁126与下翼梁128之间的总体上竖直平面中延伸的侧向侧面108。

在图4中，已经移除了左舷半结构102a。

结构100还包括上面板110，该上面板例如通过螺栓或通过焊接附接至上翼梁126。

结构100还包括下面板112，该下面板例如通过螺栓或通过焊接附接至下梁128。

上翼梁126跟随上面板110，并且下翼梁128跟随下面板112。

由半结构102a-b、上面板110和下面板112构成的组件形成了箱盒，该箱盒是空的并且因此比现有技术的安装吊挂架更轻。

结构100还包括鼻状部114，该鼻状部安排在所得的箱盒的内部并且在其前部处。因此，鼻状部114附接在半结构102a-b之间、并且在面板110与面板112之间。

结构100包括在鼻状部114的前部处的前部发动机附接点116，该前部发动机附接点用于附接喷气发动机14，并且更具体地用于附接风扇外壳。这个前部发动机附接点116对于本领域技术人员来说将是已知的。

结构100还包括后部发动机附接点118，该后部发动机附接点附接在下面板112下方、在结构100的如从纵向方向X观察的中间区域的大体水平处。后部发动机附接点118附接至喷气发动机14，并且更具体地附接至中央外壳。这个后部发动机附接点118对于本领域技术人员来说将是已知的，并且其例如是以两个凹U形夹的形式。

结构100还包括反作用附接点120，该反作用附接点附接在下面板112下方、在中间区域的大体水平处，在后部发动机附接点118的前方。

结构100还包括两个杆件122，每个杆件122的一个端部附接至反作用附接点120。杆件122安排在安装吊挂架15的纵向中间XY平面的两侧。每个杆件122在一个端部处附接至反作用附接点120，并且在另个一端部处附接至喷气发动机14的中央外壳的前部。这些杆件122除其他事项之外用于对喷气发动机14所生成的推力载荷做出反应。

结构100还包括前部机翼附接点124，在这种情况下，该前部机翼附接点是上面板110的一体部分，并且结构100可以通过该前部机翼附接点附接至机翼箱盒。

每个侧向侧面108由镂空结构构成，并且它包括反作用托梁130，该反作用托梁在上翼梁126与下翼梁128之间以线性方式延伸并且定向成在前部机翼附接点124与反作用附接点120之间对齐。杆件122所传递的载荷被分成下翼梁128中的分量和反作用托梁130中的分量。

侧向侧面108还包括多个传递托梁132(在这种情况下包括三个传递托梁)，这些传递托梁在上翼梁126与下翼梁128之间以线性方式延伸。传递托梁132在反作用托梁130的后方、并且在侧向侧面108的平面中前后地安排。每个传递托梁132定向成朝向前部机翼附接点124对齐，并且两个相继的托梁130和132之间的角度是相等的。

换句话说，在侧向侧面108的平面中，在反作用托梁130与紧接在后面的第一传递托梁132之间的角度等于A。第一传递托梁132与紧接在后面的第二传递托梁132之间的角度等于A。

如果这些角度相对于优选地在28°与32°之间的平均角度在+/-10％内，则认为这些角度相等。

这些角度是相对于每个托梁130和132的中线来测量的。

将托梁130和132安排为半径提供了良好的载荷强度并且减小了安装吊挂架15的重量。载荷通过托梁130和132中的每一个托梁进行传递。

结构100还包括安排在安装吊挂架15的后方的后部机翼附接点134，并且结构100可以通过该后部机翼附接点该附接至机翼箱盒。

后部机翼附接点134包括基部136，该基部通过竖直方向Z平行地定向的多个螺栓(在这种情况下为四个螺栓)附接至机翼箱盒。每个螺栓固定在穿过基部136的孔138中。

后部机翼附接点134还包括安排在基部136与机翼箱盒之间、并且与竖直方向Z平行地定向的剪切销142(或“内接头”)。剪切销142固定在穿过基部136的孔140中。剪切销142将剪切载荷从安装吊挂架15传递至机翼箱盒。

后部机翼附接点134还包括结构组件144，该结构组件包括两个上部梁146a-b和两个下部梁148a-b。两个上部梁146a-b安排在XZ中间平面的两侧，并且两个下部梁148a-b安排在XZ中间平面的两侧。

每个梁146a-b、148a-b的一个端部紧固至基部136。在一个端部处，梁146a-b和梁148a-b因此紧固至彼此、并且被紧固至基部136。

每个上部梁146a-b的另一个端部紧固至同侧的半结构102a-b的上翼梁126。

每个下部梁148a-b的另一个端部被固定到至同侧的半结构102a-b的下翼梁128。

梁146a-b和148a-b可以通过任何合适的方式(例如通过拼接板、通过焊接等)紧固至相应的翼梁126和128。根据另一个实施例，梁146a-b和148a-b从翼梁126翼梁128的端部延伸，这些端部被确定形状为与基部136相交。

下翼梁128中所传递的载荷于是通过以下部梁148a-b为媒介而在基部136中传递。

这种类型的后部机翼附接点134使得可以对剪切载荷做出反应，并通过将载荷分离在梁146a-b与梁148a-b之间而代替现有技术的实心侧向面板。

基部136总体上与前部机翼附接点124共面，并且上部梁146a-b于是总体上是水平的，并且下部梁148a-b在从前向后延伸时从低到高地倾斜。

为了提高每个半结构102a-b的刚度，每个托梁130、132提供有肋150。类似地，上翼梁126和下翼梁128也提供有肋152、154。