本发明专利技术主要涉及一种用于飞行器发动机的悬挂装置，其包括刚性结构（１０）和用于将所述发动机悬挂在所述刚性结构上的悬挂件，所述悬挂件包括后发动机紧固件（８）和用于吸收发动机产生的推力的装置（９），后发动机紧固件（８）通过固定在刚性结构上的两个侧配件固定在刚性结构上，所述吸收力的装置（９）包括通过机械连接方式机械连接至平衡杆（２８）的两个连杆（２６ａ，２６ｂ），并且包括固定在后发动机紧固件（８）上并通过推力销（６０）机械连接至刚性结构（１０）的连接配件（４９），其中，侧配件包括止挡件，该止挡件在一个连杆（２６ａ，２６ｂ）断裂时限制平衡杆（２８）的枢转并确保将推力传递至刚性结构（１０）。
【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】
本专利技术通常涉及一种用于飞行器发动机的悬挂装置，例如，该悬挂装置设置在飞行器机翼与相关发动机之间，本专利技术还涉及一种包括这种悬挂装置的发动机组件以及包括 至少一个这种悬挂装置的飞行器。
技术介绍
本专利技术可用于装备有涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机的任意类型的飞行器。 该类型的悬挂装置(也称作悬挂架或"EMS"(发动机安装结构))无区别地用于将 发动机悬挂在飞行器机翼下方、将该发动机安装在该机翼上方，或者用于将该发动机连接 在飞行器机身的后部中。 这种悬挂装置实际上用于构成涡轮发动机与飞行器机翼之间的连接接口。该悬挂 装置能够将相关涡轮发动机所产生的力传递至该飞行器的结构，并且还允许在发动机与飞 行器之间形成燃料、电力、液压和空气系统的布线(cheminement)。 为确保力的传递，该悬挂装置包括被称为主结构的刚性结构，其通常为"箱"型，即 由上下翼梁(spar)与通过横肋彼此连接的侧板的组装所构成。 此外，该装置装备有介于涡轮发动机与刚性结构之间的悬挂件，这些悬挂件总体上包括两个发动机紧固件以及用于吸收涡轮发动机所产生的推力的装置。 在现有技术中，该推力吸收装置例如包括两个侧连杆，这两个侧连杆一方面连接至涡轮发动机壳体，另一方面连接至平衡杆，该平衡杆自身铰接至悬挂装置的刚性结构上。 类似地，该悬挂装置还包括另一组紧固件，该另一组紧固件构成介于刚性结构与飞行器机翼之间的安装系统，该安装系统一般包括两个或三个紧固件。 最后，该悬挂架具有副结构，该副结构在支撑空气动力学整流罩的同时确保系统 的隔离与保持。 如上所述，在之前所提出的方案中，推力吸收装置借助于连接销将平衡杆连接 至刚性结构上。因此这表明，为了确保用于沿纵向方向传递力的所谓"自动防故障(fail safe)"功能，平衡杆通常由两个叠加的配件实现，正像连接销采用双重销的形式一样。因 此，如果构成平衡杆的两个叠加配件之一断裂，另一个配件将独自吸收来自侧连杆的力，并 且，如果双重连接销的外部销断裂，则内部销将起沿纵向方向吸收和传递这些力的中继的 作用。 现有技术中已知一些悬挂装置，在这些悬挂装置中，后发动机紧固件和推力吸收 装置是不同的并且沿纵向错开。发动机在箱体的下部翼梁上的悬挂通过连接发动机并穿过 该翼梁的销来实现。该销通常相对于竖直方向倾斜。该倾斜使得安装复杂且需要专用装备 来实现这种连接。 另外，某些飞行器发动机具有相对于发动机传统直径较大的外部直径，这要求发 动机尽可能地靠近机翼以便降低对地冲击。这些因素合在一起则限制了使用专用装备的可能性。 此外，已知文献FR 2887850描述了一种用于吸收力的装置，其中实现了自动防故 障功能，具体而言是借助于设置在力吸收装置前部的止挡件来实现的，这些止挡件直接固 定在箱体上。然而，在某些应用中，箱体具有相对小的宽度，这使得无法固定这种止挡件。
技术实现思路
因此，本专利技术的目的在于提供一种悬挂装置，其仅在发动机与箱体之间提供两个 接口点(points d'interface)，从而使得无需专用装备就能将发动机尽可能地靠近机翼安 装。 上述目的通过一种用于飞行器发动机的悬挂装置来实现，该悬挂装置包括后部发动机紧固件和力吸收装置，该后部发动机紧固件通过吸收竖直力的两个侧配件固定在箱体上，而盖力吸收装置包括连接至平衡杆的两个连杆，该平衡杆通过连接配件机械地连接至箱体，其中，在一个连杆断裂的情况下，通过两个侧配件中的一个来确保自动防故障功能。在正常操作中，推力和侧向力通过安装在连接配件中的推力销而被箱体吸收。 因此，实现发动机在箱体上的悬挂以及力在两个悬挂点处的吸收，从而避免使用专用装备来进行安装。此外，也省掉了固定至悬挂架的平衡杆的止挡件。 换言之，通过利用侧配件来作为平衡杆止挡件，简化了该悬挂装置，从而允许去掉连接至箱体的止挡件。 有利地，通过将连接配件双重设置来确保平衡杆与后紧固件之间机械连接的自动 防故障功能。 装配两个连接配件，从而允许减小装置的体积。 由于在发动机与箱体之间仅存在两个接口点，因而该悬挂装置的优点在于使发动 机的拆卸更简单。 因此，本专利技术主要涉及一种用于飞行器发动机的悬挂装置，其包括刚性结构和用 于将所述发动机悬挂在所述刚性结构上的悬挂件，所述悬挂件包括后发动机紧固件和用于 吸收发动机产生的推力的装置，后发动机紧固件通过固定在刚性结构上的两个侧配件固定 在刚性结构上，所述力吸收装置包括在后端位置处通过机械连接方式机械连接至平衡杆的 两个连杆，并且包括固定在后发动机紧固件上并通过推力销机械连接至刚性结构的连接配 件，其中，侧配件包括止挡件，所述止挡件旨在当一个连杆断裂时限制平衡杆的枢转并确保 将发动机产生的推力传递至刚性结构。 有利地，连接配件为自动防故障类型的，其包括内部配件和外部配件。 在第一实施例中，外部配件包括中空本体和朝向所述本体的前部延伸的板，并且内部配件包括容纳在外部配件的中空本体中的本体，所述内部配件的本体包含有平行于所述第一板从所述内部配件的本体向前延伸的板，这两个板构成夹板，所述平衡杆机械连接至该夹板。 平衡杆因此可包括第一、第二和第三部分，第一和第三部分构成夹板且包围连接 配件的夹板，第二部分设置在第一部分与第三部分之间，所述第二部分插入连接配件的夹 板。 在第二实施例中，外部配件包括由无底部的壳体构成的本体和从该壳体的前壁向前延伸的夹板，所述前壁包括能够使壳体的内部与夹板的分支之间的空间相连通的孔，而 内部配件包括容置在外部配件的本体中的本体和穿过前壁的孔且容置在夹板的分支之间 的板；平衡杆包括构成夹板的两个部分，所述平衡杆的夹板容纳内部配件的板并被容纳在 外部配件的夹板中。 例如，外部配件和内部配件的本体中的每一个均包括通过拉力螺栓固定至后发动 机紧固件的外围固定件，内部配件的固定件被夹在外部配件的固定件和后发动机紧固件之 间；这使得能够利用相同的拉力螺栓将两个配件固定至后发动机紧固件。 这些固定件可以是凸缘或支架类型的。 优选地，每个侧配件均包括通过夹板固定的方式(6clissage)固定在刚性结构上 的第一板以及正交于该第一板且基本平行于刚性结构的下部翼梁的第二板，后发动机紧固 件包括通过拉力螺栓固定至刚性结构的基座。 所述第二板还可包括至少两个孔，其中，基座装备有伸出的销，所述销包括正交于销轴线的钻孔，这些销通过所述孔穿过第二板并且在这些销的每个钻孔中均安装有内部销。这些销吸收侧向力并且在侧配件之一断裂时能够吸收沿纵向轴线的力矩。 有利地，这些配件包括止挡表面，在连杆之一断裂的情况下，平衡杆抵靠在这些表面上。 有利地，推力销为双重的并且包括内部销和外部销。类似地，平衡杆与连接配件之 间的机械连接销也可以是双重的。 本专利技术还涉及一种包括发动机和发动机悬挂装置的发动机组件，所述悬挂装置为 根据本专利技术的装置。 本专利技术还涉及一种包括至少一个根据本专利技术的发动机组件的飞行器，所述发动机 组件组装在所述飞行器的机翼上或所述飞行器机身的后部上。附图说明 通过下面的描述以及所附附图将会更好地理解本专利技术，其中 _图1示出了飞行器发动机组件的局部侧视图，该飞行器发动机组件包括根据本 专利技术的悬挂架；-图2是根据本专利技术悬挂装置的第一实施例的透视图； _图3是图2所本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种用于飞行器发动机的悬挂装置，所述悬挂装置包括刚性结构（１０）和用于将所述发动机悬挂在所述刚性结构上的悬挂件，所述悬挂件包括后发动机紧固件（８）和用于吸收所述发动机产生的推力的装置（９），所述后发动机紧固件（８）通过固定在所述刚性结构上的两个侧配件固定在所述刚性结构上，所述力吸收装置（９）包括在后端位置处通过机械连接方式机械地连接至所述平衡杆（２８，１２８）的两个连杆（２６ａ，２６ｂ），并且包括固定在所述后发动机紧固件（８）上并通过推力销（６０）机械连接至所述刚性结构（１０）的连接配件（４９，１４９），其中，所述平衡杆机械连接至所述连接配件，并且所述侧配件包括止挡件，所述止挡件旨在当一个连杆（２６ａ，２６ｂ）断裂时限制所述平衡杆（２８）的枢转并确保将所述发动机产生的推力传递至所述刚性结构（１０）。
【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】...
【专利技术属性】
技术研发人员：埃马纽埃尔吉耶，让马克马丁奥，帕斯卡尔加尔德，
申请(专利权)人：空中客车运作股份公司，
类型：发明
国别省市：FR[法国]
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