包括安装吊挂架、机翼和两个固定系统的飞行器组件技术方案

本发明专利技术涉及一种组件(100)，所述组件包括具有下翼梁的机翼，具有上桁梁的(120)以及两个侧向面板(124)的安装吊挂架(110)，前固定系统(202)和后固定系统(204)，这些固定系统各自包括穿设有主要孔(230，210)的梁(226，206)，以及针对每个梁的、穿过上桁梁(120)的上孔(236，216)，以及定位在上孔(236，216)和主要孔(230，210)中的剪力销(234，214)。组件(100)还针对每个固定系统(202，204)包括螺栓(238，218)，该螺栓的螺母(238a，218a)容纳在梁(226，206)的次要孔(232，212)中，并且该螺栓的螺钉(238b，218b)穿过上桁梁(120)和梁(226，206)，以便被拧入螺母(238a，218a)中。这种类型的组件可以使得安装吊挂架尽可能地靠近机翼。

【技术实现步骤摘要】
包括安装吊挂架、机翼和两个固定系统的飞行器组件
本专利技术涉及一种飞行器组件，其中，所述组件包括安装吊挂架、机翼和将安装吊挂架固定至机翼的两个固定系统，并且还涉及一种包括至少一个这种组件的飞行器。
技术介绍
在现有飞行器上，发动机(例如涡轮喷气发动机)通过复杂的安装装置悬挂在机翼下方，这些安装装置也被称为“EMS”(“发动机安装结构”)、或替代性地称为安装吊挂架。通常，所采用的安装吊挂架具有主结构(也被称为刚性结构)，该主结构通常生产成盒的形式，即由通过位于盒内并位于其端部处的多个横向加强肋连接在一起的下桁梁和上桁梁的组件产生。桁梁被布置为上面和下面，而侧向面板作为侧向面封闭该盒。此外，安装吊挂架布置在发动机的上部分中、在发动机与机翼箱盒之间。这个时钟位置称为“12点钟”。以已知的方式，这些吊挂架的主结构被设计成允许将由发动机产生的静态力和动态力(例如重力和推力，或替代性地各种不同的动态力、特别是在动态着陆事件中的动态力等)传递到机翼。在已知的现有技术的安装吊挂架中，常规地，这些安装吊挂架的主结构与机翼箱盒之间的力由一组附接件传递，这组附接件包括前部附接件、后部附接件、以及中间附接件，该中间附接件尤其被设计成承受由发动机产生的推力。常规地，这些附接件竖直地插入机翼箱盒与安装吊挂架的主结构之间。在最近的发动机上，直径越来越大。因此，由于例如为了保持从安全角度可接受而确定的离地间隙，机翼元件与发动机之间剩余的空间越来越受到限制。因此，将安装吊挂架以及还有不同的机翼附接件装配在通常为此装配件所留出的这个剩余的竖直空间中变得越来越困难。当所传送的力同样是高强度的，并且需要恰当地确定机翼箱盒和主结构的尺寸时，这种困难越发的大。实际上，这些主结构的尺寸必须足以提供能够经受从发动机朝向机翼元件传送力的机械强度，而在载荷应力作用下只发生低变形，目的是不会降低推进系统的空气动力学性能水平。在现有技术中，已经提出了多种解决方案来使发动机尽可能靠近悬挂发动机的机翼元件，目的是保持所需要的离地间隙。然而，这些解决方案需要不断改进，以与为满足旁通比要求而采用的越来越大的风扇直径相适配。
技术实现思路
本专利技术的目的是提出一种飞行器组件，该飞行器组件包括安装吊挂架，机翼和将安装吊挂架固定至机翼的两个固定系统，其中两个固定系统是紧凑的。为此目的，提出了一种用于飞行器的组件，所述组件包括：-包括下翼梁的机翼，-安装吊挂架，所述安装吊挂架布置在所述机翼下方，并且包括主盒形式的主结构，所述主盒具有上桁梁和在中间平面XZ的两侧对称布置的两个侧向面板，-前固定系统，所述前固定系统包括：-固定至所述下翼梁的前梁，其中，所述前梁穿设有竖直地定向的主要前孔，其中，所述前梁穿设有平行于纵向方向X定向并且在所述中间平面XZ的两侧对称布置的两个次要前孔，其中，从每个次要前孔延伸有至少一个竖直地定向的前贯通通道，-上前孔，所述上前孔穿过所述上桁梁并且竖直地定向，并且与所述主要前孔同轴，-前剪力销，所述前剪力销定位在所述上前孔和所述主要前孔中，-对于每个前贯通通道，次要前孔穿过所述上桁梁并且竖直地定向，并且与所述前贯通通道同轴，-两个托架，所述两个托架对称地布置在所述中间平面XZ的两侧，其中，每个托架包括基部和与所述基部成为一体的支片，其中，所述基部具有应用在所述上桁梁下方的上面，其中，对于每个前贯通通道，所述基部穿设有穿过所述基部并且竖直地定向的孔，并且其中，每个孔在所述上面处开放，并且与所述前贯通通道同轴，其中，所述支片固定抵靠侧向面板，并且固定在所述侧向面板的外侧，并且-对于每个前贯通通道，包括前螺栓，所述前螺栓具有容纳在所述次要前孔中的螺母、以及螺钉，所述螺钉相继地穿过所述孔、所述次要孔和所述前贯通通道，以便被拧入所述螺母中，以及-后固定系统，所述后固定系统包括：-固定至所述下翼梁的后梁，其中，所述后梁穿设有竖直地定向的主要后孔，其中，所述后梁穿设有平行于所述纵向方向X定向并且在所述中间平面XZ的两侧对称布置的两个次要后孔，其中，从每个次要后孔延伸有至少一个竖直地定向的后贯通通道，-上后孔，所述上后孔穿过所述上桁梁并且竖直地定向，并且与所述主要后孔同轴，-后剪力销，所述后剪力销定位在所述上后孔和所述主要后孔中，-对于每个后贯通通道，次要后孔穿过所述上桁梁并且竖直地定向，并且与所述后贯通通道同轴，-对于每个后贯通通道，包括后螺栓，所述后螺栓具有容纳在所述次要后孔中的螺母、以及螺钉，所述螺钉相继地穿过所述次要后孔和所述后贯通通道，以便被拧入所述螺母中。这种组件使得可以使安装吊挂架尽可能地靠近机翼。有利地，每个次要孔具有圆形截面，并且每个螺母具有D形轮廓。有利地，所述主结构包括后封闭肋，每个次要后孔穿过所述后封闭肋，并且，所述上后孔穿过所述后封闭肋。本专利技术还提出一种飞行器，所述飞行器包括至少一个上文描述的组件。附图说明在阅读以下对示例性实施例的描述之后，本专利技术的上述特征以及其他特征将变得更加清楚，所述描述参照附图给出，其中：[图1]示出了包括根据本专利技术的组件的飞行器的侧视图，[图2]示出了根据本专利技术的组件的分解透视图，[图3]示出了根据本专利技术的组件在组装阶段中的透视图，[图4]示出了根据本专利技术的组件在图2的平面IV上的截面，并且[图5]示出了根据本专利技术的组件在图2的平面V上的截面。具体实施方式图1示出了包括机身12的飞行器10，两个机翼102(图1仅有一个机翼可见)固定在该机身上，每个机翼102形成根据本专利技术的组件100的一体部分。组件100支撑发动机150，尤其是旁通双轴式发动机、例如涡轮风扇发动机。组件100不仅包括机翼102，还包括布置在机翼102下方的安装吊挂架110，发动机150悬挂在该安装吊挂架下方，并且该安装吊挂架插入在机翼102与发动机150之间。在以下所有描述中，并且按照惯例，方向X与组件100的纵向方向相对应，该纵向方向同样类似于发动机150的纵向方向，这个纵向方向X与发动机150的纵向轴线平行。此外，方向Y与相对于组件100横向定向的方向相对应，该横向定向的方向同样类似于发动机150的横向方向。最后，方向Z与竖直方向或高度相对应，这三个方向X、Y、和Z相对于彼此正交。术语“前”和“后”是相对于飞行器10的向前移动的方向而考虑的，飞行器的向前移动是由于发动机150施加的推力产生的，这个方向总体上在纵向方向X上定向。图2示出了在没有其下方悬挂有发动机150的机翼102的情况下的组件100。图3示出了在组装过程中的组件100。图4和图5示出了在图2的平面IV和V上穿过组件100的截面。机翼102包括机翼箱盒，该机翼箱盒在机翼的翼展方向上延伸，并且该机翼箱盒形成机翼102的结构，形成空气动力表面的机翼102的蒙皮固定在该结构周围本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种用于飞行器(10)的组件(100)，所述组件(100)包括：/n-包括下翼梁(402，502)的机翼(102)，/n-安装吊挂架(110)，所述安装吊挂架布置在所述机翼(102)下方，并且包括主盒形式的主结构(112)，所述主盒具有上桁梁(120)和在中间平面XZ的两侧对称布置的两个侧向面板(124)，/n-前固定系统(202)，所述前固定系统包括：/n-固定至所述下翼梁(402)的前梁(226)，其中，所述前梁(226)穿设有竖直地定向的主要前孔(230)，其中，所述前梁(226)穿设有平行于纵向方向X定向并且在所述中间平面XZ的两侧对称布置的两个次要前孔(232)，其中，从每个次要前孔(232)延伸有至少一个竖直地定向的前贯通通道(404)，/n-上前孔(236)，所述上前孔穿过所述上桁梁(120)并且竖直地定向，并且与所述主要前孔(230)同轴，/n-前剪力销(234)，所述前剪力销定位在所述上前孔(236)和所述主要前孔(230)中，/n-对于每个前贯通通道(404)，次要前孔(240)穿过所述上桁梁(120)并且竖直地定向，并且与所述前贯通通道(404)同轴，/n-两个托架(250)，所述两个托架对称地布置在所述中间平面XZ的两侧，其中，每个托架(250)包括基部(252)和与所述基部(252)成为一体的支片(254)，其中，所述基部(252)具有应用在所述上桁梁(120)下方的上面(256)，其中，对于每个前贯通通道(404)，所述基部(252)穿设有穿过所述基部并且竖直地定向的孔(258)，并且其中，每个孔(258)在所述上面(256)处开放，并且与所述前贯通通道(404)同轴，其中，所述支片(254)固定抵靠侧向面板(124)，并且固定在所述侧向面板的外侧，并且/n-对于每个前贯通通道(404)，包括前螺栓(238)，所述前螺栓具有容纳在所述次要前孔(232)中的螺母(238a)、以及螺钉(238b)，所述螺钉相继地穿过所述孔(258)、所述次要孔(240)和所述前贯通通道(404)，以便被拧入所述螺母(238a)中，以及/n-后固定系统(204)，所述后固定系统包括：/n-固定至所述下翼梁(502)的后梁(206)，其中，所述后梁(206)穿设有竖直地定向的主要后孔(210)，其中，所述后梁(206)穿设有平行于所述纵向方向X定向并且在所述中间平面XZ的两侧对称布置的两个次要后孔(212)，其中，从每个次要后孔(212)延伸有至少一个竖直地定向的后贯通通道(504)，/n-上后孔(216)，所述上后孔穿过所述上桁梁(120)并且竖直地定向，并且与所述主要后孔(210)同轴，/n-后剪力销(214)，所述后剪力销定位在所述上后孔(216)和所述主要后孔(210)中，/n-对于每个后贯通通道(504)，次要后孔(220)穿过所述上桁梁(120)并且竖直地定向，并且与所述后贯通通道(504)同轴，/n-对于每个后贯通通道(504)，包括后螺栓(218)，所述后螺栓具有容纳在所述次要后孔(212)中的螺母(218a)、以及螺钉(218b)，所述螺钉相继地穿过所述次要后孔(220)和所述后贯通通道(504)，以便被拧入所述螺母(218a)中。/n...

【技术特征摘要】
20190218 FR 19016131.一种用于飞行器(10)的组件(100)，所述组件(100)包括：
-包括下翼梁(402，502)的机翼(102)，
-安装吊挂架(110)，所述安装吊挂架布置在所述机翼(102)下方，并且包括主盒形式的主结构(112)，所述主盒具有上桁梁(120)和在中间平面XZ的两侧对称布置的两个侧向面板(124)，
-前固定系统(202)，所述前固定系统包括：
-固定至所述下翼梁(402)的前梁(226)，其中，所述前梁(226)穿设有竖直地定向的主要前孔(230)，其中，所述前梁(226)穿设有平行于纵向方向X定向并且在所述中间平面XZ的两侧对称布置的两个次要前孔(232)，其中，从每个次要前孔(232)延伸有至少一个竖直地定向的前贯通通道(404)，
-上前孔(236)，所述上前孔穿过所述上桁梁(120)并且竖直地定向，并且与所述主要前孔(230)同轴，
-前剪力销(234)，所述前剪力销定位在所述上前孔(236)和所述主要前孔(230)中，
-对于每个前贯通通道(404)，次要前孔(240)穿过所述上桁梁(120)并且竖直地定向，并且与所述前贯通通道(404)同轴，
-两个托架(250)，所述两个托架对称地布置在所述中间平面XZ的两侧，其中，每个托架(250)包括基部(252)和与所述基部(252)成为一体的支片(254)，其中，所述基部(252)具有应用在所述上桁梁(120)下方的上面(256)，其中，对于每个前贯通通道(404)，所述基部(252)穿设有穿过所述基部并且竖直地定向的孔(258)，并且其中，每个孔(258)在所述上面(256)处开放，并且与所述前贯通通道(404)同轴，其中，所述支片(254)固定抵靠侧向面板(124)，并且固定在所述侧向面板的外侧，并且
-对于每个前贯通通道(404)，包括前螺栓(238)，所述前螺...

【专利技术属性】
技术研发人员：米夏埃尔·贝尔若，伊莎贝尔·佩特里桑，
申请(专利权)人：空中客车运营简化股份公司，
类型：发明
国别省市：法国;FR