包括具有会聚支柱的棱锥体部分的用于飞行器推进器组的支架的主结构制造技术

本发明专利技术涉及一种飞行器推进器组的支承支架的主结构。主结构（1）包括棱锥体部分（2），该棱锥体部分（2）包括唯一的肋（21）和笔直的多个支柱（22），该唯一的肋（21）形成所述棱锥体部分（2）的基部，并且这些笔直的支柱朝所述棱锥体部分（2）的顶点（23）的点会聚，固定接口（15）设置于所述棱锥体部分（2）的顶点处。基于多个支柱（22）朝棱锥体的顶点（23）会聚的棱锥体部分（2）允许经由简单的结构将力分布在支柱（22）中。该结构还允许将多个部件集成至棱锥体部分（2）中。

A main structure comprising a pyramidal body part with a convergence pillar for a propeller group of an aircraft.

The invention relates to a main structure of a support bracket for an aircraft propeller group. The main structure (1) includes a pyramid part (2), which includes a unique rib (21) and a plurality of struts (22), and the only rib (21) forms the base part of the pyramid part (2), and the straight props converge to the point of the pyramid portion (2) of the pyramid part (2) and fix it. The interface (15) is arranged at the vertex of the pyramid body part (2). The pyramid portion (2) converging on the pyramid (23) of the pyramid on the basis of a plurality of pillars (22) allows the force to be distributed in the support (22) through a simple structure. The structure also allows multiple parts to be integrated into the pyramid part (2).

【技术实现步骤摘要】
包括具有会聚支柱的棱锥体部分的用于飞行器推进器组的支架的主结构
本专利技术涉及飞行器推进器组的支承支架（mât）的领域。
技术介绍
在飞行器中，支架是例如在飞行器的机翼或机身处构成推进组件或推进器组和飞行器结构之间的联接部的元件。支架包括主结构以及辅助结构，该主结构允许承载并传递支架所承受的力，且该辅助结构基本对应于不具有结构功能的气动整流罩。整流罩或辅助结构允许容纳将推进器组连接至飞行器的其余部分的缆线或管线。已知主结构包括箱体式总体结构。该主结构尤其具有大致平行的一定数量的肋。为了形成主结构，桁梁（上桁梁和下桁梁）和侧板固定于这些肋上，这允许获得箱体式结构。主结构的这种箱体式结构赋予支架以在推进器组和飞行器结构之间传递力所需的较大刚度和较大强度，同时确保较小的重量。支架的主结构还包括联接件，这些联接件用于将支架一方面联接至飞行器结构且另一方面联接至推进器组。如本文所附的图1所示，用于飞行器的支架的主结构会具有复杂的形状，其包括两个箱体式棱锥形柱杆。然而，该传统结构仍然是复杂的，并且由于该结构被肋所划分，所以该结构难以提供将额外功能集成至主结构中的可能性。文献EP1928741公开了一种用于飞行器推进器组的支架的主结构，其通过采用整体式框架来简化构造。然而，这种主结构的产业化是复杂的。另外，该结构能够进一步被改进，以便于提供优化飞行器的构造的可能性。
技术实现思路
因此，本专利技术旨在提供一种用于飞行器推进器组的支承支架的主结构的可替代结构，该可替代结构简单并且提供构造优化的可能性。因此，本专利技术涉及飞行器推进器组的支承支架的主结构，该主结构包括一方面固定至飞行器推进器组且另一方面固定至飞行器结构的固定接口（interface）。主结构还包括棱锥体部分，该棱锥体部分包括唯一的肋和笔直的多个支柱，该唯一的肋形成所述棱锥体部分的基部，并且这些支柱朝所述棱锥体部分的顶点的点会聚，固定接口设置于所述棱锥体部分的顶点处。基于多个支柱朝棱锥体的顶点会聚的棱锥体部分允许经由简单的结构将力分布在支柱中，连接接口设置在该棱锥体的顶点处。通过前述的几何构造，支柱中的力基本上为张力和压力，这允许在较轻的结构中承载较大的力。棱锥体部分至少可以在两个面上是开放的。例如，棱锥体部分可以包括四个支柱。在实施例中，棱锥体部分的多个支柱是管状的。例如，管状的多个支柱可以呈圆形、正方形、矩形或三角形截面。特别地，多个支柱可以由钛或钛合金制成。在另一个实施例中，多个支柱包括由蜂窝状结构所加强的型材。多个支柱可以包括呈“C”型截面的型材，蜂窝状结构设置于由型材所形成的“C”的内部。两个支柱可以包括翼片，所述翼片形成这两个支柱的截面的平坦延伸部（extensionplate），所述翼片适于将剪切腹板固定至所述两个支柱之间。例如，剪切腹板可以由复合材料或钛制成。位于棱锥体部分的顶点处的接口可以是用于固定至飞行器的固定接口。该固定接口允许连接至飞行器结构。例如，固定接口可以形成用于支座或轴承的镗孔。在这种情况下，镗孔可以具有主轴，棱锥体部分的笔直的多个支柱的会聚顶点位于所述镗孔的所述主轴上。特别地，连接接口可以是用于接收轴的叉形接头，棱锥体部分的笔直的多个支柱会聚于所述轴上。主结构可以在每个支柱的与棱锥体部分的顶点相对的端部处包括接头工件，该接头工件连接至支柱并确定所述支柱相对于主结构的其余部分的取向，并且该接头工件构造成刚性地连接至主结构的所述其余部分。除了棱锥体部分以外，飞行器推进器组的支承支架的主结构还可以包括箱体式结构，棱锥体部分在该棱锥体部分的基部处连接至该箱体式结构。本专利技术还涉及一种飞行器推进器组的支承支架，该支承支架包括如前所述的主结构。附图说明根据下文的描述，本专利技术的其它特征和优点将显现出来。图1以三维视图示意性地示出了根据现有技术的飞行器推进器组的支架的主结构；图2以示意性侧视图示出了根据本专利技术的实施例的支架的主结构；图3以三维局部视图示意性地示出了棱锥体部分，其实施在图2的飞行器推进器组的支架的主结构中；图4以第一示意性局部截面图示出了根据本专利技术的实施例的飞行器推进器组的支架的主结构；图5以第二示意性局部截面图示出了图4的飞行器推进器组的支架的主结构；图6示出了可以实施于本专利技术中的支柱的截面的第一示例图7示出了可以实施于本专利技术中的支柱的截面的第二示例；图8示出了可以实施于本专利技术中的支柱的截面的第三示例；图9以类似于图4的示意性局部截面图示出了推进器组的支架的主结构，其实施具有图8中所示的截面的支柱;图10以第二示意性局部截面图示出了图9的飞行器推进器组的支架的主结构；图11以第三示意性局部截面图示出了图9的飞行器推进器组的支架的主结构。具体实施方式图1示出了如现有技术中所公知的飞行器推进器组的支架的主结构。在飞行器中，支架是通常在飞行器的机翼或机身处构成推进组件或推进器组（包括发动机和发动机舱）与飞行器的结构之间的联接的元件。支架包括主结构和辅助结构，该主结构允许承载并传递支架所承受的力，且该辅助结构主要对应于不具有结构功能的气动整流罩。主结构1包括大致平行的一定数量的肋11。为了形成主结构，上桁梁12、下桁梁13和侧板14固定于多个肋11上，这允许获得箱体式结构。在图1中，为了清楚示出所述主结构1的内部结构，桁梁侧面的一些侧板14并没有示出。这种箱体结构赋予主结构并因此赋予支架较大刚度和较大强度，而这些是在推进器组和飞行器结构之间的力的传递所必需的。支架的主结构还包括联接件，这些联接件一方面用于将支架联接至飞行器结构且另一方面联接至推进器组。更确切地，主结构包括用于固定至飞行器的固定接口15以及用于固定至推进器组的固定接口16。为了避免采用一些肋，尤其在用于固定固定至飞行器的固定接口15之间的主结构的部分中，可以采用例如ISOGRID（注册商标）类型的蜂窝状侧板14。ISOGRID类型的蜂窝状结构表示这样一种结构：该结构包括在一个面上由多个肋所加强的板，这些肋与板的表面形成蜂窝，即，腔体。ISOGRID类型的蜂窝状结构是其中多个肋与板的表面形成三角形规则图案的结构。对于适中的重量而言，这种结构具有较高的刚度。图2示出了根据本专利技术的实施例的用于飞行器推进器组的支架的主结构。图2的主结构1与现有技术主要不同在于，主结构1包括特殊的棱锥体部分2，该棱锥体部分2在图3中更详细地示出。除了形成棱锥体的基部的唯一的肋21之外，该棱锥体部分2没有（其它）肋。唯一的肋能够由钛板构成，如有需要，其是经穿孔的。另外，棱锥体部分2由支柱22所界定，在此所示的实施例的示例中支柱22的数量为四个。支柱22形成棱锥体部分2的棱边。支柱22是笔直的，并且各自沿相应的延伸方向延伸。支柱22，或者更确切地，支柱的延伸方向，朝向一个点会聚，且该点是棱锥体部分2所形成的棱锥体的顶点23。在固定接口是用于固定至飞行器的固定接口15的情况下，固定接口设置于棱锥体部分2的顶点处。固定接口在此是用于引入固定支座或固定轴承的镗孔。镗孔对心在棱锥体的顶点23上。更确切地，在此所示的固定接口具有叉形接头的形状，即U形件，其旨在用于接收轴以与插入至U的分支之间的元件形成枢转连接。有利地，支柱22会聚于叉形接头的轴上，或者会聚于用于接收支座或轴承的镗孔的中心处。这种会聚使得可以本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种飞行器推进器组的支承支架的主结构（1），包括一方面固定至所述飞行器推进器组且另一方面固定至所述飞行器的固定接口（15，16），其特征在于，所述主结构（1）包括棱锥体部分（2），所述棱锥体部分（2）包括唯一的肋（21）和笔直的多个支柱（22），所述唯一的肋（21）形成所述棱锥体部分（2）的基部，并且所述多个支柱（22）朝所述棱锥体部分（2）的顶点（23）的点会聚，用于固定至飞行器的固定接口（15）设置于所述棱锥体部分（2）的所述顶点处。

【技术特征摘要】
2016.12.27 FR 16634341.一种飞行器推进器组的支承支架的主结构（1），包括一方面固定至所述飞行器推进器组且另一方面固定至所述飞行器的固定接口（15，16），其特征在于，所述主结构（1）包括棱锥体部分（2），所述棱锥体部分（2）包括唯一的肋（21）和笔直的多个支柱（22），所述唯一的肋（21）形成所述棱锥体部分（2）的基部，并且所述多个支柱（22）朝所述棱锥体部分（2）的顶点（23）的点会聚，用于固定至飞行器的固定接口（15）设置于所述棱锥体部分（2）的所述顶点处。2.根据权利要求1所述的飞行器推进器组的支承支架的主结构（1），其中，所述棱锥体部分（2）至少在两个面上是开放的。3.根据权利要求1或2所述的飞行器推进器组的支承支架的主结构（1），其中，所述棱锥体部分（2）包括四个支柱（22）。4.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器推进器组的支承支架的主结构（1），其中，所述多个支柱（22）是管状的。5.根据权利要求4所述的飞行器推进器组的支承支架的主结构（1），其中，管状的所述多个支柱呈圆形、正方形、矩形或三角形截面。6.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器推进器组的支承支架的主结构（1），其中，所述多个支柱（22）由钛或钛合金制成。7.根据权利要求1-3中任一项所述的飞行器推进器组的支承支架的主结构（1），其中，所述多个支柱（22）包括由蜂窝状结构所加强的型材。8.根据权利要求7所述的飞行器推进器组的支承支架的主结构（1），其中，所述多个支柱（22）包括呈“C”型截面的型...

【专利技术属性】
技术研发人员：G加朗，O格莱策，
申请(专利权)人：空中客车运营公司，
类型：发明
国别省市：法国,FR