具体实施方式

以下示例均涉及包括机翼和发动机安装挂架的飞行器组件，其中，发动机安装挂架的后端部通过套管和至少一个紧固件连接至机翼。飞行器组件构造成使得在飞行器上的组件的操作期间，套管仅在发动机安装挂架与机翼之间传递横向载荷，并且所述(或每个)紧固件仅在发动机安装挂架与机翼之间传递竖向载荷。也就是说，套管不传递任何竖向载荷，并且所述(或每个)紧固件不传递任何横向载荷。

根据本发明的示例飞行器组件提供的优点是在飞行器的操作期间施加至机翼结构的扭转载荷相对较小。这是因为与下述替代性已知布置相比一个或多个套管和紧固件的竖向高度相对较小：在该替代性已知布置中，具有相对较大竖向高度的配装件将发动机安装挂架的后端部的后表面或侧表面连接至机翼。减少施加至机翼结构的扭转载荷意味着在机翼结构与挂架连接机构接合的位置处需要被加强机翼结构的减少。这反过来又可以减轻机翼的重量并使其制造更简单。

图1a是根据本发明的示例飞行器组件1的示意性侧视图。组件1包括机翼11和发动机安装挂架12。挂架12通过前连接件13和后连接件14连接至机翼11。前连接件13的细节与本发明无关，并且因此该特征不再赘述。后连接件14包括套管15和至少一个紧固件16。图1b是挂架12的俯视图，其示出了套管15和至少一个紧固件16的布置。从图1b可以看出的是，具体的示例性组件1包括两个紧固件16，所述两个紧固件16布置在套管15的两侧。飞行器组件1可以被包括在任何类型的飞行器中，但是当在商用客机上使用时它可能是特别有利的。

套管15相对于飞行器组件1的巡航取向基本竖向地延伸。套管15的一个端部固定地附接至机翼11的下表面或挂架12的上表面。套管15的另一(自由)端部与机翼11的下表面和挂架12的上表面中的另一者中的开口(未示出)接合。套管15与开口的接合允许套管相对于开口的一些轴向运动。然而，套管15和开口的相对径向运动受到套管15与开口之间的接合的限制，如下文将进一步描述的。在一些示例中，套管15是故障安全保障套管。例如，套管可以包括嵌套在外销内的内销，内销和外销中的每一者能够单独承受和传递预定载荷。预定载荷至少与套管15在包括有组件1的飞行器的操作期间预期承受的载荷一样大。

图2a和图2b示出了示例套管25，该示例套管25固定地安装在发动机安装挂架22的上表面上(仅在图2a中可见)。套管25从挂架22的上表面向上延伸。套管25被示出为与两个不同的示例性开口27a和27b接合，所述示例性开口27a和27b口中的每一者形成在机翼21的下表面中。

第一示例性开口27a包括宽度与套管25的直径基本相同但长度明显大于套管25的直径的槽。槽的长轴平行于包括机翼21和挂架22的飞行器的行进方向D_T延伸。开口27a的宽度可以略大于套管25的直径，以允许套管25和开口27a的相对竖向(轴向)运动。第一示例性开口27a构造成基本上防止套管25和开口27a在垂直于行进方向D_T的方向上的相对横向(或径向)运动。然而，套管25和开口27a在行进方向D_T上的一些相对横向(径向)运动被允许。被允许的沿着方向D_T的相对运动量取决于开口27a的长度。开口27a的长度足够大以适应与机翼21和挂架22相关联的制造公差。由此有助于挂架22和机翼21的连结。包括图2a的套管-开口组合的飞行器组件构造成使得套管仅传递垂直于飞行器的行进方向的横向载荷。在这样的示例中，推力载荷不通过套管25传递。这样的组件可以包括前连接件(或一些其他特征)，前连接件(或一些其他特征)构造成在平行于行进方向(即推力载荷)的方向上在挂架22与机翼21之间传递横向载荷。

图2b中所示的第二示例性开口27b被定形状成匹配套管25的圆周形状。第二示例性开口27b由此被构造成基本上防止套管25和开口27b的所有相对横向(径向)运动。在所示示例中，套管25具有圆形横截面，并且开口27b包括直径基本上等于套管25的直径的筒形凹部。开口27b的直径可以略大于套管25的直径，以允许套管25和开口27b的相对竖向运动。包括图2b的套管-开口组合的飞行器组件构造成使得套管传递平行于和垂直于飞行器行进方向的横向载荷。在这样的示例中，推力载荷由套管25传递。这样的组件可以包括构造成仅在垂直于行进方向的方向上在挂架22与机翼21之间传递横向载荷的前连接件。

图2c示出了沿着线A-A穿过图2a和图2b的套管-开口组合的横截面。对于两个开口27a和27b，该横截面看起来相同。图2c示出了与飞行器在地面上的情况相对应的“象征性”构型中的机翼21和挂架22。从图2c中可以看出的是，开口27(其在该示例中具有凹部的形式)构造成允许套管25相对于开口27的在竖向方向D_z上的一定量的运动。所允许的相对竖向运动的量取决于凹部的深度以及在象征性构型中套管25的远端端部与凹部基部的接近程度。在一些示例中，凹部和/或套管构造成使得套管25和开口27在飞行器的操作期间预期发生的所有相对竖向(轴向)运动可以被调节。

图2a至图2c中所示的套管-开口组合中的两个套管-开口组合适合被包括在图1a和图1b的示例性飞行器组件1的后连接件14中。套管25和开口27a、27b可以具有以上关于图1a和图1b描述的组件1的对应结构的特征中的任何特征。前连接件13的构型可以根据后连接件14的特定构型而不同。例如，如果后连接件14包括图2a的套管-开口组合，那么前连接件13可以构造成在挂架12与机翼11之间传递推力载荷(或者飞行器组件可以包括一些用于传递推力载荷的其他机构)。相比之下，如果后连接件14包括图2b的套管-开口组合，那么推力载荷将通过后连接件14在挂架12与机翼11之间传递，使得前连接件13不需要也被构造成传递推力载荷。然而，如前所述，前连接件13的这些细节在本发明的范围之外。

返回至图1a和图1b，所述(或每个)紧固件16包括任何合适设计的张紧螺栓。在所示示例中，组件1包括两个紧固件16，所述两个紧固件16关于包括组件1的飞行器的行进方向对称布置。在其他示例中，组件1可以以任何合适的布置包括一个、三个或四个紧固件16。可以使用更多数量的紧固件16，但是由于由此产生的重量、成本和安装时间损失，这可能是不被期望的。在一些示例中，紧固件16中的至少一个紧固件可以是故障安全保障紧固件。在一些示例中，故障安全保障功能由组件1提供，该组件1需要包括至少两倍数量的紧固件16，以处理预期由紧固件16经受的操作载荷。在一些示例中，紧固件16中的至少一个紧固件可以是单面紧固件。

所述或每个紧固件16穿过机翼11的结构中的紧固件孔并穿过挂架12的结构中的紧固件孔。紧固件孔中的每个紧固件孔的直径明显大于穿过该紧固件孔的紧固件16的杆的直径，从而允许紧固件16和紧固件孔的一定量的相对横向(径向)运动。这确保了所述(或每个)紧固件16仅在发动机安装挂架12与机翼11之间传递竖向载荷。紧固件孔的直径可以被选择成适应紧固件16的在飞行器的操作期间预期发生的所有相对横向运动。在一些示例中，所述(或每个)紧固件16的头端部可以抵接机翼11，在其他示例中，所述(或每个)紧固件16的头端部可以抵接挂架12，这最适合于组件1的优选的制造过程。

图3a至图3d示出了特定示例的飞行器组件3，其包括适用于商用客机的机翼31和发动机安装挂架32。机翼31和挂架32可以具有上述示例机翼11、21和挂架12、22的特征中的任何特征。机翼31包括设置在机翼31的内部空间中的加强支架311和设置在机翼31的下盖313的下表面上的配装件312。图3a中省略了机翼31的主要结构，使得支架311和配装件312是可见的。配装件312和加强支架311被包括在飞行器组件3的后连接件中。配装件312通过穿过机翼31的下盖313的紧固件316固定地附接至加强支架311。配装件312和加强支架311被构造成对从挂架32传递至机翼的载荷进行反作用并且防止过多的载荷传递至机翼31的下盖313。图3a示出了发动机安装挂架32，其中，其后端部连接至加强支架311和配装件312。挂架32的区域33被构造成通过前连接件连接至机翼31，但是与前连接件相关的所有特征已从图3a中省略，因为前连接件与本发明无关。

发动机安装挂架32通过套管35和四个紧固件36连接至机翼31的加强支架311和配装件312。图3b是挂架32的后端部的俯视图，其示出了套管35和紧固件36的布置。套管35和紧固件36可以具有上述示例性套管15、25和示例性紧固件16、26的特征中的任何特征。在飞行器上的飞行器组件3的操作期间，套管35仅在发动机安装挂架32与机翼31之间传递横向载荷，并且紧固件36中的每个紧固件仅在挂架32与机翼31之间传递竖向载荷。

图3c和图3d详细示出了机翼31与挂架32之间的后连接件的结构。图3c是组件3的从挂架32后面向前观察的立体图。挂架32的后侧壁已从图3c中省略，使得挂架32的内部空间是可见的。图3d是沿着图3b的线B-B穿过组件3的横截面。

套管35与配装件312一体地形成并且从配装件312的下表面向下延伸(配装件312被认为形成机翼31的下表面的一部分)。套管35是故障安全保障套管，其包括嵌套在外销35b内的内销35a。内销35a和外销35b中的每一者构造成在包括组件3的飞行器的操作期间能够单独地承受和传递由套管35预期经受的全部载荷。套管35的远端(自由)端部被接纳在挂架32的顶部中的圆形开口内。该开口衬有衬套39(在图3d中可见)，衬套39在套管35和挂架32的任何相对轴向运动期间用作滑动轴承。开口的形状与套管35的圆周形状相匹配，这意味着套管35和挂架32的基本上所有相对横向(径向)运动都通过套管35与开口的接合而被阻止。在其他示例中，套管35可以设置在挂架32的顶表面上，而不是在配装件312的下表面上，在这种情况下，配装件312将包括用于接纳套管35的自由端部的开口。

每个紧固件36包括张紧螺栓。每个紧固件36延伸穿过包括挂架32的顶壁、配装件312、机翼31的下盖板313和加强支架311的凸缘的结构的堆叠件。供每个紧固件36的杆延伸穿过的结构中的孔具有比紧固件杆的直径大的直径，以避免紧固件36与其所穿过的结构之间的任何横向载荷的传递。紧固件36的头端部设置在挂架32的内部空间内。在该特定示例中，紧固件36是单面紧固件，使得在紧固件36的安装期间不需要触及紧固件36的尾端部。这意味着在形成组件3的过程期间不需要进入机翼31的内部空间。在其他示例中，将紧固件36中的一个或更多个紧固件的头端部设置在机翼31的内部空间可能是有利的，例如以避免在形成组件3的过程期间需要进入挂架32的内部空间。

加强支架311包括两个部段311a和311b，所述两个部段311a和311b中的每一者具有基本相同的构型。每个部段311a、311b具有水平凸缘和竖向凸缘，水平凸缘具有构造成与机翼31的下盖313的内表面一致的下表面，竖向凸缘具有构造成与机翼31的肋314(在图3d中可见)的侧表面一致的内表面。部段311a、311b设置在肋314的相反侧上。竖向凸缘通过多个紧固件315穿过肋314彼此紧固。每个水平凸缘通过至少一个紧固件316穿过下翼盖313紧固至配装件312。加强支架311的作用是经由紧固件36从挂架32接收张紧载荷并经由紧固件316从挂架32接收横向载荷，并且将这些载荷传递至肋314。加强支架311的尺寸、形状和材料成分根据特定应用的要求来选择。

配装件312定形状成使得其具有与下翼盖313的下表面一致的上表面。配装件312的上表面的形状和尺寸对应于加强支架311的水平凸缘的经组合的下表面的形状和尺寸。配装件312另外包括下表面，该下表面跨过包含紧固件36的位置的一个或更多个区域与挂架32的上表面一致(并且因此与其紧密接触)。接触区域的尺寸被选择成有助于将张紧载荷从挂架32传递至加强支架311。配装件312的作用是从挂架32(经由套管35)接收横向载荷并且将该横向载荷(经由紧固件316)传递至加强支架311。配装件312的尺寸、形状和材料成分根据特定应用的要求来选择。然而，优选地，配装件的竖向高度小于300mm。在一些示例中，配装件的竖向高度小于100mm。

在所示示例中，挂架32的结构被构造成足够坚固以借助于与挂架32一体形成的加强结构将安装在挂架32上的发动机的推力和质量产生的操作载荷传递至机翼31。在其他示例中，类似于加固支架311的一个或更多个加固支架可以设置在挂架上和/或挂架中，以局部增加其在载荷传递的位置处的强度。

从图3a至图3d中可以看出的是，机翼31与挂架32之间的后连接件的总竖向高度h与挂架32的竖向高度相比非常小。包括在组件3中的后连接件的总竖向高度与用于将挂架的后端部连接至机翼的其他已知机构的竖向高度相比也非常小。这意味着由于挂架32的摆动或扭转运动而传递至机翼下盖313和加强支架311的扭转载荷(这在包括组件3的飞行器的正常操作期间是预期的)与具有更大竖向高度的连接件的情况相比明显更小。这允许加强支架311与可能具有其他已知设计的后连接件的情况相比明显更小和更轻。

图4示出了示例性飞行器40，其包括根据本发明的一个或更多个飞行器组件。特别地，飞行器40包括机翼401，发动机安装挂架402附接至该机翼401。机翼401和挂架402一起形成根据本发明的飞行器组件、比如上述示例组件1、3中的任一者，并且因此发动机安装挂架402的后端部以上述方式连接至机翼401。超高涵道比(UHBR)发动机403安装在发动机安装挂架402上。发动机安装挂架402与机翼401紧密联接。飞行器40还包括另一机翼、发动机安装挂架和UHBR发动机。另一机翼和发动机安装挂架也可以包括在根据本发明的飞行器组件中。

尽管上面已经参照一个或更多个优选示例或实施方式描述了本发明，但是应当理解的是，在不脱离如所附权利要求所限定的本发明的范围的情况下，可以进行各种改变或修改。

尽管以上主要在固定翼飞行器应用的背景下描述了本发明，但是它也可以有利地应用于各种其他应用，包括但不限于在诸如直升机、无人机、火车、汽车和航天器之类的交通工具上的应用。

在前面的描述中使用术语“或”的情况下，除非另有明确说明，否则该术语应当理解为意味着“和/或”。