CN101687551B - 具有四点铰接平衡杆的用于飞行器的发动机悬挂架 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于飞行器的发动机悬挂架，该发动机悬挂架包括发动机安装系统(11)，该发动机安装系统包括用于吸收推进力的装置(9)，该装置(9)具有两个侧连杆(90)和一个平衡杆(91)，该平衡杆通过主铰接构件(100)铰接安装在支撑件(42)上，该主铰接构件限定位于平面(P)中的平衡杆主铰接轴线(104)。该平衡杆还通过副铰接构件(108)带有间隙地铰接安装在支撑件(42)上，在俯视时，该副铰接构件与主铰接构件(100)间隔一距离，并且该副铰接构件限定也位于平面(P)中的平衡杆副铰接轴线(110)。根据本发明，通过构件(108)与平衡杆的接触来阻止平衡杆旋转。

Description

具有四点铰接平衡杆的用于飞行器的发动机悬挂架

技术领域

本发明通常涉及用于飞行器的发动机组件，该组件包括发动机、悬挂架、以及发动机安装系统，该发动机安装系统具有多个发动机紧固件并且被安置在悬挂架的刚性结构和发动机之间。

本发明还涉及如此的飞行器发动机悬挂架。

本发明可以用于例如装备有涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机的所有类型飞行器。

这种类型的悬挂架也被称为“EMS”(“发动机安装结构”)，其例如允许将涡轮发动机悬挂在飞行器机翼下面，或者将该涡轮发动机安装在该机翼的上面。

背景技术

事实上，这种悬挂架被设置为用于构成诸如涡轮喷气发动机的发动机和飞行器机翼之间的连接接口。该悬挂架能够向该飞行器的结构传递由相关涡轮喷气发动机产生的力，并且还允许发动机和飞行器之间的燃料、电系统、液压系统和空气系统的传输。

为了确保力的传递，悬挂架包括通常为“箱体”类型的刚性结构(该刚性结构也被称为主结构)，即由上翼梁和下翼梁以及通过横翼肋彼此连接的两个侧壁板组装形成的结构。

另外，悬挂架具有安置在涡轮喷气发动机和悬挂架刚性结构之间的发动机安装系统，该系统总体上包括至少两个发动机紧固件，通常一个前紧固件和一个后紧固件。

此外，安装系统包括用于吸收由涡轮喷气发动机产生的力的装置。在现有技术中，该装置例如采用两个侧连杆的形式，该侧连杆一方面连接涡轮喷气发动机的风扇罩的后部，并且另一方面连接平衡杆，该平衡杆自身铰接安装在后发动机紧固件本体上，该后发动机紧固件固定在箱体上。可替换地，平衡杆可以铰接安装在与后发动机紧固件本体不同的支撑件上，例如固定地安置在前发动机紧固件和后发动机紧固件之间的箱体上。

同样地，悬挂架还包括安置在悬挂架刚性结构和飞行器机翼之间的第二安装系统，该第二系统通常由两个或三个紧固件组成。

最后，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所述系统的分隔和保持。

在现有技术的实施例中，用于吸收推进力的装置具有集成了安全/备用功能(即防故障功能)的特殊设计，其能够在发生故障时确保推进力朝机翼传递，该故障例如是侧连杆断裂或者在一个侧连杆和平衡杆之间建立连接的铰接构件断裂的形式，或者还可以是平衡杆相对于悬挂架箱体的铰接构件断裂的形式。

为了获得这些“防故障”功能，可以进行双重连接。作为示例，平衡杆的铰接构件采用集成了两个同心构件的轴系统的形式，这两个同心构件中一个是备用件，即当主构件没有发生故障时该备用件是无效的。可替换地，在正常模式下，两个同心轴构件可以共同工作。

关于用于吸收推进力的侧连杆，其后端通常由于附加连接件(即备用件)和后发动机紧固件的紧固件本体的结合而复杂化，诸如尤其在文档EP1136355和US6494403中已知的。这些构造不仅意味着发动机安装系统的后部的复杂设计(这表现为很长的安装和拆卸时间和高成本)，而且还导致体积过大以及整体质量明显损失。

另一个解决方案允许解决用于吸收推进力的两个连杆中的一个的断裂，该解决方案旨在在后发动机紧固件本体上设置对称止挡系统，该止挡系统能够限制平衡杆旋转，该平衡杆仅连接两个连杆中的一个。在这种情况下，支撑有发生故障的连杆的平衡杆侧端事实上与其相应止挡接触，这阻止了平衡杆的旋转，该平衡杆的另一个侧端总是连接未故障的连杆。这种解决方案在文档EP0805108中是已知的。该解决方案具有以下缺点：尤其对于平衡杆，需要很大的体积，平衡杆的侧端应该是尺寸超大的，以便尽可能靠近它们的设置在后发动机紧固件本体上的各自的止挡。

上述的两种技术方案能够解决用于吸收推进力的侧连杆中的一个断裂，这两种方案还具有共同的缺点，即用于经过发动机安装系统后部的许多不同的力路径(chemins d’efforts)合并，使得设计相当复杂并且体积大。作为例子，两个不同的安全力路径被设置为分别针对两个侧连杆中的一个和另一个的故障。

发明内容

因此，本发明的目的是提供一种用于飞行器的发动机悬挂架，该悬挂架至少部分地克服了与现有技术中的实施方式相关的上述缺点。

为此，本发明提供一种用于飞行器发动机的悬挂架，所述悬挂架包括形成箱体的刚性结构以及安装在所述刚性结构上的发动机安装系统，并且所述发动机安装系统尤其包括用于吸收由所述发动机产生的推进力的装置，所述装置包括两个侧连杆和一个平衡杆，所述平衡杆通过平衡杆主铰接构件铰接安装在相对于所述箱体固定的支撑件上，所述平衡杆主铰接构件设置在所述平衡杆的两个侧端之间，所述两个侧连杆分别铰接在所述两个侧端上，所述平衡杆主铰接构件限定位于平面(P)中的平衡杆主铰接轴线，所述平面(P)沿着所述刚性结构的竖直方向和纵向方向延伸。并且，所述平衡杆还通过平衡杆副铰接构件铰接安装在所述支撑件上，在俯视时，所述平衡杆副铰接构件与所述平衡杆主铰接构件间隔一距离，并且所述平衡杆副铰接构件限定也位于平面(P)中的平衡杆副铰接轴线，所述平衡杆副铰接构件由所述平衡杆和所述支撑件这两个元件中的一个支撑，并且带有间隙地穿过这两个元件中的另一个。

根据本发明，所述悬挂架被设计为在所述两个侧连杆中的任一个发生故障时，所述平衡杆围绕所述平衡杆主铰接轴线的旋转通过所述平衡杆副铰接构件和所述两个元件中的另一个接触来停止。

因此，在吸收推进力的正常模式下，力以传统的方式连续通过侧连杆、平衡杆的侧端、平衡杆主铰接构件，最后通过相对于刚性结构固定的支撑件。由于设置在集成了平衡杆副铰接构件的连接件(liaison)上的间隙，当维持正常吸收模式时，即当用于吸收推进力的装置没有发生故障时，该连接件在吸收力的过程中无效。此外，这允许在正常模式下保持均衡的整体。

因此，本发明的特点在于当吸收装置发生故障时力所通过路径。事实上，在一个侧连杆发生故障的情况下，该故障例如表现为该连杆断裂的形式，或者表现为在侧连杆和平衡杆之间或者在该侧连杆和发动机罩之间建立连接的铰接构件断裂的形式，另一个未发生故障的连杆使得平衡杆沿平衡杆主铰接轴线旋转，直到通过带有间隙地初始安装的部件的接触来激活集成有平衡杆副铰接构件的备用连接件。

因此，尽管侧连杆中的一个发生故障，平衡杆仍然保持三点铰接，例如形成V形，V形的尖部由平衡杆主铰接构件构成。应当理解，平衡杆副铰接构件离平衡杆主铰接构件越远，所观察到的杠杆臂越大，并且因此通过主铰接构件的力越小。有利地，这允许为主铰接构件和副铰接构件以及它们周围的元件提供合理的尺寸，而在质量和体积方面没有损失。

在这方面，优选地设置，在平衡杆的平面(P’)中，在平衡杆主铰接轴线和每个连杆后端的铰接轴线之间的距离(d1)小于或等于平衡杆主铰接轴线和平衡杆副铰接轴线之间的距离(d2)。还优选地，(d2)和(d1)之间的比介于1至3之间，并且更优选地为2。

尤其，侧连杆的后端不再需要集成附加的连接件来解决和平衡杆相应侧端连接的构件的可能断裂，这是因为在后一种情况下，力的吸收通过根据本发明的上述独创形式实现。因此，发动机安装系统的整个后部的设计可以简化。

由于无论两个连杆中的哪个发生故障，安全的推进力路径近似相同，因此所述设计还可以相对于现有技术中的设计进行很大的简化。事实上，在两种情况下，通过未故障的连杆传递到平衡杆的力连续通过平衡杆主铰接构件、平衡杆纵向延伸部、激活的平衡杆副铰接构件、支撑件、然后悬挂架的刚性结构。在另一方面，无论两个连杆中的哪一个发生故障，同一平衡杆副铰接构件能够形成阻止平衡杆旋转的止挡。

有利地，因此不再需要如现有技术那样设置两个不同的安全力路径来分别针对两个侧连杆中的一个和另一个的故障。

此外，在平衡杆主铰接构件断裂故障的情况下，集成有平衡杆副铰接构件的备用连接件通过带有间隙地初始安装的部件的接触而激活。因此，尽管该主构件发生故障，平衡杆仍然保持三点铰接，优选地形成V形，该V形的尖部由平衡杆副铰接构件构成，并且该V形的两个端部仍然铰接在侧连杆上。因为副铰接轴线定位在平面(P)中，经过两个侧连杆的力的平衡有利地可以与正常模式下借助主铰接构件的平衡一致或相似地实现。

由于根据本发明的安全力路径的存在，不再需要设置铰接双构件，事实上，单一的构件是足够的。用于吸收推进力的装置的整体质量和体积有利地得到减小。

优选地，所述发动机安装系统尤其包括后发动机紧固件，该后发动机紧固件包括紧固件本体，铰接在该紧固件本体上的至少一个钩环(manille)还铰接在发动机上，所述支撑件是所述紧固件本体。然而，可替换地，设置与后发动机紧固件本体不同的支撑件，该支撑件优选地固定安置在位于前发动机紧固件和后发动机紧固件之间的箱体上。

优选地，所述平衡杆采用T形形状或具有三个分支的星形形状。通常，该平衡杆采用具有三个臂的部件的形式，所述三个臂连接在一个中心点，平衡杆的主铰接轴线通过该中心点，三个臂的远端分别被两个连杆铰接轴线和平衡杆副铰接轴线穿过。

第一种情况，考虑T形，其由基部和杆部构成，连杆铰接在杆部的端部，集成有平衡杆副铰接构件的带间隙连接件位于基部的自由端，并且集成有平衡杆主铰接构件的激活连接件位于T形的基部和杆部之间的交点处。上述布置仅作为示例给出，并且肯定可以根据需要来更改。例如，集成有平衡杆主铰接构件的激活连接件可以位于基部的自由端和基部与杆部交点之间，在俯视时，基部优选地沿着悬挂架的纵向方向安置。

第二种情况，即星形，可以设置每个连杆铰接在星形分支的自由端，集成有平衡杆副铰接构件的带间隙连接件位于星形的第三分支的自由端，并且集成有平衡杆主铰接构件的激活连接件位于三个分支的交点处。

优选地，所述平衡杆布置在与由用于吸收推进力的所述侧连杆限定的平面相对应的平面中。因此，所述平衡杆优选地具有近似平面的形状。

优选地，对于刚性结构和发动机安装系统(11)，所述平面(P)构成对称平面。更通常地，对于悬挂架组件，平面(P)总体上构成竖直的对称平面。

优选地，在俯视时，所述平衡杆副铰接构件相对于所述平衡杆主铰接构件向后设置。在不超出本发明范围的情况下，当然可以考虑相反的解决方案，即向前设置。

最后，紧固件本体具有横梁，备用配件安装在该横梁上，该备用配件由所述副铰接构件带有间隙地穿过。可替换地，在不超出本发明范围的情况下，该副构件可以带有间隙地穿过横梁本身。无论哪种情况，应当注意，被设置为用于备用的相关铰接连接件的间隙不是一定应用在副构件和梁或备用配件之间，然而可替换地，在不超出本发明范围的情况下，可以设置在该副构件和平衡杆之间。

本发明的另一个目的是提供一种用于飞行器的发动机组件，该发动机组件包括上述的悬挂架以及安装在该悬挂架上的发动机。

最后，本发明的另一个目的是提供一种包括至少一个这种发动机组件的飞行器。

通过以下的非限制性详细描述，本发明的其它优点和特征将会显现出来。

附图说明

参照附图进行该描述，其中：

图1示出了用于飞行器的发动机组件的局部侧视图，该发动机组件包括根据本发明的一个优选实施方式的悬挂架；

图2示出了发动机安装系统的后部的局部细节透视图，该安装系统属于图1所示的悬挂架；

图3示出了通过图2中的平面P的纵向剖面图；

图4示出了通过图2和图3中的平衡杆平面P’的局部剖面图；

图5示出了与图4相似的视图，其示出了在用于吸收推进力的两个侧连杆中的一个发生故障之后所采用的构造；

图6示出了与图4相似的视图，其示出了在平衡杆主铰接构件发生故障之后所采用的构造；以及

图7示出了与图2相似的视图，发动机安装系统的后部表现为本发明的另一个优选实施方式的形式。

具体实施方式

参照图1，可见用于飞行器的发动机组件1，该发动机组件固定在该飞行器的机翼3下面，作为本发明目的，该组件1具有悬挂架4，该悬挂架表现为本发明的一个优选实施方式的形式。

整体上，发动机组件1包括诸如涡轮喷气发动机的发动机2和悬挂架4，该悬挂架尤其具有刚性结构10和发动机安装系统11，该发动机安装系统由多个发动机紧固件6，8和用于吸收由涡轮喷气发动机2产生的推进力的装置9组成，因此，安装系统11安置在上述发动机和刚性结构10之间，该刚性结构也被称为主结构。作为说明，应当注意组件1由发动机舱(未示出)包围，并且悬挂架4包括另一组紧固件(未示出)，该另一组紧固件允许确保将该组件1悬挂在飞行器机翼下面。

在所有描述中，通过约定，用X表示悬挂架4的纵向方向，其还与涡轮喷气发动机2的纵向方向相似，该方向X平行于该涡轮喷气发动机2的纵向轴线5。另外，用Y表示相对于悬挂架4横向定向的方向，其还与涡轮喷气发动机的横向方向相似，并且Z表示竖直方向或高度，这三个方向X，Y和Z彼此正交。

另外，术语“前”和“后”相对于在由涡轮喷气发动机2产生的推进力之后的飞行器前进方向来考虑，该前进方向由箭头7表示。

在图1中可以看到，只有吸收装置9、发动机紧固件6，8和悬挂架4的刚性结构10被示出。该悬挂架4的其它未示出的组成元件例如是将刚性结构10悬挂在飞行器机翼下面的装置，或者在支撑空气动力学整流罩的同时确保分隔和保持系统的副结构，这些元件是与现有技术中遇到的且本领域技术人员已知的传统元件相同或类似的传统元件。因此，对这些传统元件不再进行详细描述。

涡轮喷气发动机2在前部具有限定风扇的环形通道14的大尺寸风扇罩12，并且向后包括具有较小尺寸的中央罩16，该中央罩封闭涡轮喷气发动机的核心。最后，中央罩16通过比中央罩16尺寸大的喷射罩17向后延伸。当然，罩12，16和17彼此连在一起。

如在图1中可以看到的，系统11由前发动机紧固件6、后发动机紧固件8以及形成用于吸收由涡轮发动机2产生的推进力的装置的紧固件9组成。如图1所示，该装置9采用两个侧连杆的形式(由于是侧视图，仅有一个可见)，所述侧连杆一方面连接风扇罩12的后部，并且另一方面连接平衡杆，该平衡杆相对于箱体10铰接安装，如以下将会详细描述的。

前发动机紧固件6与风扇罩12连在一起，并且例如被设计为可以借助钩环/副连杆(biellettes)来吸收由涡轮喷气发动机2沿方向Y和Z产生的力。作为说明，该前紧固件6优选地进入风扇罩12的圆周端部中。

后发动机紧固件8整体安置在喷射罩17和悬挂架刚性结构10之间。该后紧固件被设计为可以吸收由涡轮喷气发动机2沿方向Y和Z产生的力，以及通过与吸收装置9的具体合作吸收沿X方向施加的力，这将在下面描述。

再参照图1，可以看到，结构10具有沿方向X延伸的箱体形式，该箱体还被称为扭力箱体(caisson de torsion)。传统地，该箱体由上翼梁26和下翼梁28，以及两个侧壁板30(在图1中仅有一个可见)形成，这两个侧壁板沿X方向且近似在平面XZ中延伸。在该箱体的内部，沿平面YZ安置且纵向间隔的横肋32加固箱体的坚固性。应当注意，作为说明，元件26，28和30中的每一个可以一体形成，或者通过拼接部分的组装而形成，如有必要，这些拼接部分可以彼此略微倾斜。此处，下翼梁28优选地在其整个长度上在相对于水平面倾斜的平面中延伸，如图1所示。该倾斜使得平行于方向Y的下翼梁28向后靠近轴线5，以便靠近喷射罩17，从而允许在该喷射罩17上安置后发动机紧固件8。优选地，形成箱体的所有元件由合成材料制成，该合成材料包括树脂和玻璃和/或碳纤维的混合物。

参照图2至4，可以看到后发动机紧固件8和吸收推进力装置9的一部分，为了清楚，其中的某些元件已经被自动省略。

后发动机紧固件8包括与一体形成的横梁类似的本体42，并且例如通过竖直螺钉43和竖直切口销钉(pions de cisaillementverticaux)66固定地安装在箱体10上。如刚性结构10和安装系统11的整体，安置在下翼梁28下面的该本体42具有作为对称平面的沿方向X和Z定向的平面P。此外，该平面P可以与悬挂架4的竖直对称平面相似。

在相对的侧端处，本体42包括两个零件(agencement)50a，该零件中的每一个包括叉形接头(chape)50，钩环(manille)52通过沿方向X定向的轴54铰接在该叉形接头上。并且，沿方向X定向的另一个轴56还设置在钩环52的下端处，以便将该钩环铰接在配件/叉形接头57上，该配件固定安装在涡轮喷气发动机2的喷射罩17上。为了可以面对热膨胀，轴54，56优选地是球窝轴(axesrotulés)。

此外，类似的零件50a(在图2中部分地示出)还安置在上述两个侧零件50a之间。

因此，后发动机紧固件8限定两个侧紧固件50a和一个位于这两个侧紧固件之间的中央紧固件50a，每一个紧固件都能吸收沿Y方向施加的力。事实上，沿该方向施加的力连续通过配件57、轴56、钩环52、轴54、紧固件本体42、切口销钉66，以便随后通过下翼梁28进入箱体10。

在这方面，应当注意，沿方向Z定向的切口销钉66被设置为用于允许力沿方向Y在后紧固件本体42和悬挂架刚性结构10之间通过。

设置在梁42的侧端的每个销钉66包括上端68，该上端例如位于一个框架形横肋32(图2至4中未示出)处，此外，该上端68处于向该框架内部凸出的位置，使得该上端容易进入。因此，销钉66向下延伸，同时连续穿过相关肋的下部和下翼梁28，以便通过相对于箱体下翼梁28向下凸出且容纳于后紧固件本体42的孔(未示出)中的下端作为终端。因此，该下端的表面和后紧固件本体42的孔的表面之间的接触能够确保沿方向Y吸收力。

应当注意，为了确保沿方向Y吸收力，三个零件50a中仅一个就足够了。因此，可以设置，另两个零件带间隙地安装在轴54和/或轴56处，以便使其在正常工作模式下无效。相反地，当在正常模式下激活的零件50a发生故障时，初始备用的另两个或另一个零件50a被激活，这有利地能够确保沿方向Y传递力的安全功能(即“防故障功能”)。

此外，优选地设置销74(图2中可见)，该销连续穿过本体42的前部、实现在销钉66下端中的钻孔(未示出)、以及该本体42的中央部。

对于该具体零件，其中，轴形式的销74优选地沿X方向定向，因此，在竖直螺钉43发生故障/断裂的情况下，钻孔和销74之间的配合允许吸收沿方向Z施加的力。对于沿方向Z传递力，这有利地能够确保安全功能(即“防故障功能”)，而几乎不使本体42的设计复杂化。此外，应当注意，为了仅当在正常模式下确保沿Z方向传递力的竖直螺钉43发生故障/断裂时，该力路径才有效，可以在销74和销钉66的钻孔之间设置功能间隙。

现在，将会参照图2至图4详细描述吸收推进力的装置9。

装置9总体上包括用于吸收推进力的两个侧连杆90，每个侧连杆包括前端(在这些图中未示出)，该前端例如在涡轮发动机2的水平中平面上或附近来连接风扇罩12。

两个侧连杆90设置在平面P两侧，每个侧连杆具有与专用于本发明的平衡杆91连接的后端90a。

更确切地，平衡杆91具有相对的两个侧端91a，每个侧端铰接安装在相应连杆后端90a上。构成在正常模式下推进力所经过的连接的机械连接通过铰接构件92实现，该铰接构件将叉形接头形后端90a与相应的平衡杆侧端91a连在一起。

优选地，两个构件92分别限定两个连杆铰接轴线93，其也被称为连杆后端铰接轴线。这两个铰接轴线正交于连杆90的平面P’，并且在正视时位于平衡杆主铰接构件100的两侧。

由平面P穿过的该构件100能够将平衡杆91铰接在本体42上。事实上，该构件不仅穿过该平衡杆91，而且还穿过叉形接头102，该叉形接头102属于梁42的一部分或者固定地安装在该梁上。

因此，主构件100限定位于平面P中且平行于上述轴线93的的平衡杆主铰接轴线104。

装置9的该部分是近似传统的，即，在“未故障”的正常工作模式下其能够使纵向力连续经过连杆90、优选地单构件类型而非双构件类型的铰接构件92、平衡杆91、优选地单构件类型而非双构件类型的主铰接构件100、叉形接头102、紧固件本体42、竖直销钉66，以便随后使纵向力经过下翼梁28和相关横肋进入箱体10中。

已知地，主构件100在平衡杆91上沿方向Y的定中心能够平衡由两个侧连杆90中的每一个传递的力。

本发明的一个特性在于平衡杆91的设计。事实上，除了由构件100铰接和支撑侧端91a的通常遇到的主要部分，平衡杆还包括后延伸部分106，该后延伸部分优选地位于与主要部分相同的平面中，即位于由连杆90限定的平面P’中。

由此，平衡杆总体上采用T形形状，该T形由基部和杆部构成，基部由后延伸部106实现，并且杆部由主要部分实现。在该构造中，连杆90铰接在T的杆部的端部91a处，并且在正常模式下集成有主铰接构件100的激活连接件位于T的基部和杆部的交点处，在俯视时，基部106沿着方向X布置。

此外，第四备用铰接连接件设置在T的基部106的自由端处，以便将平衡杆91安装在紧固件本体42上。

更确切地，T的基部106的自由端通过平衡杆副铰接构件108带有间隙地铰接安装在本体42上，因此，尤其在俯视时，该平衡杆副铰接构件相对于主构件100向后设置。

用于使该机械连接在正常模式下无效的期望间隙109例如设置在铰接构件108和该铰接构件穿过的基部106的孔111之间，如图3所示，构件108的端部固定地安装在本体42上，分别地安装在本体42的相对两个孔102中。然而，相反的情况，可以在优选地单构件类型而非双构件类型的构件108和本体42的相对两个孔112之间设置间隙，相对的两个孔分别容纳构件108的两端，其中，构件108由平衡杆91支撑。

最后，指出副铰接构件108限定平衡杆副铰接轴线110，该平衡杆副铰接轴线也位于平面P中，并且优选地平行于上述轴线93和104。

现在参照图5，可以看到在连杆发生故障以后的故障模式下的吸收装置9，该故障例如是该侧连杆90断裂或者其铰接构件92断裂的形式。当发生该类型的故障时，仅由一个连杆90连接的平衡杆91旋转，直到集成有副铰接构件108的备用连接件通过消耗(consommation)间隙109且使该构件108与平衡杆91的孔111的壁接触而被激活。因此，尽管侧连杆90中的一个发生故障，平衡杆仍然承受由图5中的箭头F1，F2，F3示出的三个平衡力，这三个力分别施加在由两个构件92中的一个、主构件100和副构件108构成的三个点处，这三个点优选地形成V形，V形的尖部由构件100构成。

副铰接构件108离构件100越远，所观察到的杠杆臂越大，因此经过平衡杆91的力F1，F2，F3越小。因此，优选地设置，在平衡杆的平面P’中，铰接轴线104和每个铰接轴线93之间的距离d1小于或等于铰接轴线104和110之间的距离d2，距离d1和d2在图4中示出。还优选地，设置d2和d1的比为2，此外，指出对平衡杆的两侧，距离d1是相同的。

根据附图中所示的该布置，力F2和F3分别大于F1约12％和约50％。作为说明，如果d1等于d2，那么力F2大于力F1超过40％，并且力F3等于力F1。另外，如果d2是d1的二分之一，那么力F2和F3大于F1超过两倍。因此，可以理解，由于平衡杆的延伸部分106穿过紧固件本体42，因此构件100和108之间的距离d2足够大，从而导致构件108和容纳平衡杆的叉形接头102和113的合理尺寸。这有利地导致本体42和发动机安装系统的整个后部的最佳体积。

此外，应当注意，在连杆90发生故障的情况下，如此引入的推进力导致紧固件本体42围绕虚拟轴线扭曲，该虚拟轴线位于对称平面P中并且位于两个旋转构件100和108之间。然后，本体42的平衡由竖直切口销钉66处的反作用力矩实现，并且因此由围绕虚拟轴线的力矩实现，考虑到穿过本体42的平衡杆91的具体构造，该虚拟轴线也位于对称平面P中且也位于两个构件100和108之间。

现在参照图6，可以看到在铰接构件100断裂以后的故障模式下的吸收装置9。当发生这种类型的故障时，仅连接两个连杆90的平衡杆91纵向移动，直到集成有副铰接构件108的备用连接件通过该构件108和孔111的壁的接触被激活。因此，尽管主铰接构件100发生故障，平衡杆91仍然承受由图6中的箭头示出的三个平衡力，三个力分别施加在由两个构件92和副构件108构成的三个点处，这三个点优选地形成V形，该V形的尖部由构件108构成。在该构造中，平衡杆91能够沿着由被平面P穿过的铰接构件108限定的副轴线110振动，并且因此，能够以与在正常模式下当平衡杆围绕主构件100的铰接轴线104振动时相同或相似的方式使得由两个连杆90传递的力平衡。

图7示出了本发明的另一个优选实施方式，可以看到，紧固件本体42不再表现为一体形成的唯一梁的形式，而是表现为类似横梁42’的形式，在该横梁42’上加入备用配件114，该备用配件限定叉形接头。该备用配件114通过螺栓安装在为此实现在梁42’中的槽116中，并且该备用配件在叉形接头的两个头部(图7中仅一个头部可见)上分别具有支撑副构件108的两个孔112，该副构件以与上述方式相似的方式带有间隙地穿过平衡杆91的延伸部分106。

当然，本领域技术人员可以对上述的、仅作为非限制性示例的用于飞行器的涡轮喷气发动机2的悬挂架4进行各种修改。在这方面，尤其可以指出，尽管悬挂架4已经表现为适于悬挂在飞行器机翼下面的构造，该悬挂架4还可以表现为与其不同的构造，该构造允许将悬挂架安装在该机翼的上面。

Claims (14)

1.一种用于飞行器发动机(2)的悬挂架(4)，所述悬挂架包括形成箱体的刚性结构(10)以及安装在所述刚性结构(10)上的发动机安装系统(11)，并且所述发动机安装系统包括用于吸收由所述发动机(2)产生的推进力的装置(9)，所述装置包括两个侧连杆(90)和一个平衡杆(91)，所述平衡杆通过平衡杆主铰接构件(100)铰接安装在相对于所述箱体(10)固定的支撑件(42)上，所述平衡杆主铰接构件设置在所述平衡杆的两个侧端(91a)之间，所述两个侧连杆(90)分别铰接在所述两个侧端上，所述平衡杆主铰接构件(100)限定位于平面(P)中的平衡杆主铰接轴线(104)，所述平面(P)沿着所述刚性结构(10)的竖直方向(Z)和纵向方向(X)延伸，所述平衡杆(91)还通过平衡杆副铰接构件(108)铰接安装在所述支撑件(42)上，在俯视时，所述平衡杆副铰接构件与所述平衡杆主铰接构件(100)间隔一距离，并且所述平衡杆副铰接构件限定也位于所述平面(P)中的平衡杆副铰接轴线(110)，所述平衡杆副铰接构件(108)由所述平衡杆(91)和所述支撑件(42)这两个元件中的一个支撑，并且带有间隙(109)地穿过这两个元件中的另一个，

其特征在于，所述悬挂架被设计为在所述两个侧连杆(90)中的任一个发生故障时，所述平衡杆围绕所述平衡杆主铰接轴线(104)的旋转通过所述平衡杆副铰接构件(108)和所述两个元件中的另一个接触来停止。

2.根据权利要求1所述的悬挂架(4)，其特征在于，所述发动机安装系统(11)包括后发动机紧固件(8)，所述后发动机紧固件包括紧固件本体(42)，至少一个钩环(52)铰接在所述紧固件本体上，所述钩环还铰接在所述发动机(2)上，所述支撑件是所述紧固件本体(42)。

3.根据权利要求1或2所述的悬挂架(4)，其特征在于，所述平衡杆(91)采用T形形状或具有三个分支的星形形状。

4.根据权利要求1或2中任一项所述的悬挂架(4)，其特征在于，所述平衡杆(91)被安置在与由用于吸收推进力的所述侧连杆(90)限定的平面(P’)相对应的平面中。

5.根据权利要求3所述的悬挂架(4)，其特征在于，所述平衡杆(91)被安置在与由用于吸收推进力的所述侧连杆(90)限定的平面(P’)相对应的平面中。

6.根据权利要求4所述的悬挂架(4)，其特征在于，在由用于吸收推进力的所述侧连杆(90)限定的所述平面(P’)中，所述平衡杆主铰接轴线(104)和所述两个侧连杆中的每一个的后端的每个铰接轴线(93)之间的距离(d1)小于或等于所述平衡杆主铰接轴线(104)和所述平衡杆副铰接轴线(110)之间的距离(d2)。

7.根据权利要求5所述的悬挂架(4)，其特征在于，在由用于吸收推进力的所述侧连杆(90)限定的所述平面(P’)中，所述平衡杆主铰接轴线(104)和所述两个侧连杆中的每一个的后端的每个铰接轴线(93)之间的距离(d1)小于或等于所述平衡杆主铰接轴线(104)和所述平衡杆副铰接轴线(110)之间的距离(d2)。

8.根据权利要求1或2所述的悬挂架(4)，其特征在于，对于所述刚性结构(10)和所述发动机安装系统(11)，沿着所述刚性结构(10)的竖直方向(Z)和纵向方向(X)延伸的所述平面(P)构成对称平面。

9.根据权利要求7所述的悬挂架(4)，其特征在于，对于所述刚性结构(10)和所述发动机安装系统(11)，沿着所述刚性结构(10)的竖直方向(Z)和纵向方向(X)延伸的所述平面(P)构成对称平面。

10.根据权利要求1或2所述的悬挂架(4)，其特征在于，在俯视时，所述平衡杆副铰接构件(108)相对于所述平衡杆主铰接构件(100)向后设置。

11.根据权利要求9所述的悬挂架(4)，其特征在于，在俯视时，所述平衡杆副铰接构件(108)相对于所述平衡杆主铰接构件(100)向后设置。

12.根据权利要求2所述的悬挂架(4)，其特征在于，所述紧固件本体(42)具有横梁(42’)，在所述横梁上安装有备用配件(114)，所述备用配件由所述平衡杆副铰接构件(108)带间隙地穿过。

13.一种用于飞行器的发动机组件(1)，其特征在于，所述发动机组件包括根据上述权利要求中任一项所述的悬挂架(4)、以及固定安装在所述悬挂架上的发动机(2)。

14.一种飞行器，包括至少一个根据权利要求13所述的发动机组件。

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