專利名稱：包括兩個橫向接合的吸收推進力的側連桿的飛行器發(fā)動機懸掛裝置的制作方法
技術領域：
本發(fā)明通常涉及飛行器發(fā)動機的懸掛裝置，該懸掛裝置例如用 于安置在飛行器機翼和相關發(fā)動機之間，以及涉及包括如此懸掛裝 置的發(fā)動4幾組件。
本發(fā)明可以用于裝備有渦4侖噴氣發(fā)動4幾和渦4侖螺旋槳發(fā)動枳j 的所有類型飛行器。
這類型的懸掛裝置還被稱為懸掛架或"EMS"("發(fā)動機安裝 結構")，可以無區(qū)別地用于將發(fā)動機懸掛在飛行器的機翼下面、將 該發(fā)動機安裝在飛行器的機翼上面、或者甚至用于將該發(fā)動機安置 在飛行器的機身后部。
背景技術：
事實上，提供這種懸掛裝置用于構成渦輪噴氣發(fā)動機和飛行器 機翼之間的連接接口。該裝置能夠向該飛行器的結構傳遞由相關渦 輪噴氣發(fā)動機產(chǎn)生的力，并且還允許發(fā)動4幾和飛行器之間的燃料、 電系統(tǒng)、'液壓系統(tǒng)和空氣系纟充的4專$#。
為了確保力的傳遞，懸掛裝置包括通常為"箱體"類型的剛性 結構(即主結構)，即由上翼梁、下翼梁以及通過橫翼肋彼此連接 的側壁纟反纟且裝形成。另 一方面，該裝置具有設置在渦輪發(fā)動機和剛性結構之間的懸 掛件，這些懸掛件總體上包括兩個發(fā)動機緊固件以及一個吸收由渦 輪發(fā)動機產(chǎn)生的推進力的裝置。
在現(xiàn)有技術中，該推進力吸收裝置例如包括兩個側連桿，所述 連4干一方面連4妄渦4侖發(fā)動才幾罩，另一方面連4妄在平^f梁上，該平銜-梁鉸接在懸掛裝置的剛性結構上。
同樣地，懸掛裝置還包括另一組緊固件，所述緊固件構成置于 剛性結構和飛行器的機翼之間的安裝系統(tǒng)，該系統(tǒng)通常由兩個或三 個緊固件組成。
最后，掛架具有副結構，該副結構在支撐空氣動力學整流罩的 同時保證系統(tǒng)的隔離和保持。
如以上4是及的，現(xiàn)有4支術4是供的解決方案為推進力吸收裝置 集成兩個側連桿，所述側連桿中的每一個都具有一個后端，所述后 端借助穿過連桿和平衡梁的鉸接軸鉸接地安裝在相關平衡梁側端上。
通常，平衡梁沿著一個軸鉸接在與懸掛裝置的剛性結構連在一 起的連接配件上，所述4交接軸幾乎垂直且平4亍于該軸延伸，以<更 可以j呆i正該平4軒梁的良好的平tf性。
因此，當推進力吸收裝置^皮裝配在發(fā)動機和剛性結構之間時， 不再能夠將連桿從平衡梁上斷開或將連桿重新連接在平衡梁上，例 如在以后的設置發(fā)動機的操作中會研究這些行為。因此，必須通過 從剛性結構上拆下平衡梁的鉸接軸或者將平衡梁的鉸接軸組裝在 剛性結構上來實現(xiàn)支撐側連桿的該平衡梁的整體的斷開或連接。
6然而，這種工作方式需要定位i殳置在不容易進入且非常擁l齊的 區(qū)域的工具。事實上，用于與該工具配合的平衡梁的鉸接軸的下接 頭非?？拷页驕u輪噴氣發(fā)動機的罩。
因此，安置和，操作該工具具有導致發(fā)動才幾組件損壞的4艮大的危 險性，并且維》務困難造成組裝時間的浪費。作為指示，當在渦專侖噴 氣發(fā)動機罩和圍繞上述鉸接軸旋轉地安裝的平衡梁的下面之間安 置工具時，尤其會遇到這些缺點。

發(fā)明內(nèi)容
因此，本發(fā)明的目的是提供一種懸掛裝置和一種包括該懸掛裝 置的發(fā)動機組件，從而客服與實現(xiàn)現(xiàn)有技術相關的上述缺點。
為此，本發(fā)明提供一種飛行器發(fā)動機的懸掛裝置，所述懸掛裝 置包括剛性結構和將發(fā)動機固定在剛性結構上的懸掛件，所述懸掛
收裝置包括兩個吸收推進力的側連桿，側連桿中的每一個都具有后 端，所述后端通過機械連接件安裝在所述推進力吸收裝置的平衡梁
上。根據(jù)本發(fā)明，每個機械連接件都借助軸柱(pion)來實現(xiàn)，所 述軸柱i殳置在平4軒梁上并且穿過設置在所述后端上的孔，所述軸柱 被設置為相對于所述懸掛裝置幾乎橫向延伸。
因此，根據(jù)本發(fā)明的這個結構，其中，每個軸柱幾乎沿著裝置 的橫向方向延伸或者相對于該方向略樣"頃斜地延伸，例如當執(zhí)行拆 下或重新安置發(fā)動才幾的操作時，可以容易地斷開或重新連接每個吸 收推進力的側連桿的后端。為此，有利地，當執(zhí)4于該才喿作時不再需 要拆下或重新安裝平衡梁的整體。
如果每個軸柱的自由接頭(embout)都朝向發(fā)動機組件的不擁 擠的區(qū)域，安置和操作用于安裝或拆下兩個側連桿中的每一個所需
7為此，有利
地，可以確定所使用的工具少于用于確保拆下或重新安裝支撐側連 桿后端的平衡梁整體的現(xiàn)有技術中需要的工具。
并且，由這樣的裝配所帶來的組裝方便性能夠節(jié)省組裝時間， 此外，由于通過側連桿的幾乎^黃向的簡單移動4吏得側連桿的后端現(xiàn) 在可以容易與它們的相關軸柱接合，因此該裝配被最優(yōu)化。所述側 連桿最初通過它們的前端連4妄在發(fā)動才幾上。
優(yōu)選地，每個軸柱都沿著軸線延伸，所述軸線位于環(huán)繞中心軸 線旋轉的推體形式的立體角中，所述中心軸線對應于所述懸掛裝置
的橫向方向，并且所述立體角的值小于或等于2tt (1-cos (15°)) sr，因此這個特征說明了上述的軸柱幾乎橫向延伸的概念。上述值 表明旋轉的推體形式的立體角，立體角的母線與中心軸線之間相差 15°的角。
還是為了說明這個概念，優(yōu)選地，在俯^L圖中，每個軸柱沿著 軸線延伸，所述軸線與所述懸掛裝置的橫向方向形成小于或等于 15°的角。在正視圖中，每個軸柱沿著軸線延伸，所述軸線與懸掛裝 置的橫向方向形成小于或等于15°的角。
優(yōu)選地，對于每個機械連接件，設置在所述側連桿后端上的孔 裝備有供設置在平衡梁上的軸柱穿過的球形聯(lián)軸節(jié)(rotule )。
優(yōu)選地，所述平4軒梁沿著4交接軸4交接，所述4交接軸穿過連4妄剛 性結構的連接配件，所述推進力吸收裝置還包括馬蹄鐵形狀的限位 配件，所述4交4妻軸同樣穿過所述限位配件的中央部分，并且所述限 位配件固定地連4姿在所述剛性結構上，所述馬歸4失形狀的限位配件 具有限位表面，所述限位表面位于所述平4軒梁的后面以1更可以在兩 個方向上阻止所述平衡梁圍繞它的鉸接軸轉動。優(yōu)選地，所述發(fā)動才幾的懸桂裝置還包括固定在剛性結構上的發(fā) 動機前緊固件和發(fā)動機后緊固件，所述發(fā)動機前緊固件被設計為吸 收沿著所述裝置的橫向方向和垂直方向施加的力，并且所述發(fā)動才幾 后緊固件纟皮-沒計為吸收沿著所述裝置的4黃向方向和垂直方向施加
的力并且保證吸收沿著所述裝置的縱向方向施加的力矩(moment )。
通常情況下，所述兩個吸收推進力的側連桿優(yōu)選地設置在懸掛 裝置的^從向中垂面的相只十兩側。
此外，本發(fā)明還提供一種發(fā)動機組件，該發(fā)動機組件包括諸如 渦輪噴氣發(fā)動機的發(fā)動機和該發(fā)動機的懸掛裝置，所述懸掛裝置是 諸如以上描述的懸掛裝置。
最后，本發(fā)明也涉及飛行器，該飛行器包括至少一個諸如上述 發(fā)動才幾組件的發(fā)動4幾組件，該發(fā)動才幾組件^皮組裝在4幾翼上或在該飛
行器的機身后部。
本發(fā)明的其它優(yōu)點和特征在以下的非限制性詳細描述中將會
顯現(xiàn)出來。


將會參照以下附圖進行描述，其中
圖1示出了用于飛行器的發(fā)動機組件的側視圖，該發(fā)動機組件 包括根據(jù)本發(fā)明的優(yōu)選實施例的懸掛裝置；
圖2示出了屬于圖1所示懸掛裝置的推進力吸收裝置的局部分 解透一見圖3示出了圖2所示的推進力吸收裝置的未分解圖；圖4a至圖4c示出了軸柱的幾乎4黃向的定向，所述軸柱用于裝 備屬于圖1至圖3所示的推進力吸收裝置的平衡梁；
圖5是示出了由圖1中所示裝置的懸掛件的不同組成元件所保 i正吸收力的透一見圖；以及
圖6a至圖6e示出了吸收推進力的兩個側連桿中的每一個的后 端在它的相關平衡梁的軸柱上組裝的示意圖。
具體實施例方式
參照圖1，可以看到用于飛行器的發(fā)動機組件1,該發(fā)動機組 件被設計為固定在該飛行器的機翼2 (出于清楚的原因，僅用虛線 示出)下面，該發(fā)動才幾組件1包括根據(jù)本發(fā)明優(yōu)選實施例的懸桂裝 置4，以及懸掛在該裝置4下的諸如渦輪噴氣發(fā)動機的發(fā)動機6。
總體上，懸掛裝置4包括剛性結構8,該剛性結構具有用于發(fā) 動機6的懸掛件，這些懸掛件包括多個發(fā)動機緊固件10, 12,以及 一個吸收由發(fā)動機6產(chǎn)生的推進力的裝置14。
作為指示，注意到組件l被設計為由發(fā)動機搶(未示出)圍繞， 并且懸掛裝置4包括另一組緊固件16,該組緊固件能夠確保將該組 件1懸掛在飛行器的機翼2下面。
4安照慣例，在以下的所有描述中，稱X為裝置4的纟從向方向， 該縱向方向與渦輪噴氣發(fā)動機6和裝置14的縱向方向相似，該X 方向平行于該渦輪噴氣發(fā)動機6的縱向軸線5。另外，稱Y為相對 于裝置4的一黃向方向，并且該沖黃向方向與渦4侖噴氣發(fā)動才幾6和裝置 14的片黃向方向相似，以及稱Z為垂直方向或高度方向，這三個方向 X、 Y和Z4皮此正交。另外，根據(jù)在渦輪噴氣發(fā)動機6施加的推進力下飛行器的前進 方向來考慮字"前"和"后"，這個方向由箭頭7示出。
在圖1中，可以看到兩個發(fā)動4幾緊固件10， 12、緊固件組16、 推進力吸收裝置14和懸掛裝置4的剛性結構8。該懸掛裝置4的其 它未示出的組成部件(諸如在支撐空氣動力學整流罩的同時保證系 統(tǒng)隔離和保持的副結構)是本領域技術人員已知的并且與現(xiàn)有4支術 中遇到的部件一致的或者相似的常規(guī)部件。因此，這里沒有詳細描 述這些部件。
另外，如圖1所示，渦l侖噴氣發(fā)動才幾6在前部具有限定風扇的 環(huán)形通道20的大尺寸的風扇罩18，并且向后包括具有更小尺寸的 中央罩22，在該中央罩中包含渦輪噴氣發(fā)動機的核心。罩18和20 ^皮jt匕i^^t——^。
如在圖1中可以7見察到的，裝置4的發(fā)動才幾緊固件10, 12的 數(shù)量為兩個，并且分別命名為發(fā)動才幾前緊固件和發(fā)動才幾后緊固件。
在本發(fā)明的該優(yōu)選實施例中，剛性結構8采用/人后向前幾乎沿 著X方向延伸的箱體形式。
因此，箱體8采用與常見的用于渦輪噴氣發(fā)動機的懸掛架相似 設計的掛架的形式，尤其該箱體由上翼梁15、下翼梁17和兩個側 翼梁/側壁板19 (由于是側^L圖，只有一個可^見)組裝而成，這些 組件15、 17和19通過沖黃翼肋21 ;波此連"l妄，所述4黃翼肋中的每一 個整體上為矩形。因此，翼肋21在YZ面上延伸，翼梁15, 17幾 乎在XY面上延伸并且側壁4反19在XZ面上延伸。
該優(yōu)選實施例的懸掛件首先包括發(fā)動機前緊固件10,該緊固件 設置在剛性結構8(也#1稱作推體)的前端和風扇罩18的上部之間。然而，如本領域技術人員已知的，還可以將發(fā)動機前緊固件10設
置為固定在中央罩和風扇罩之間的連接罩上。以傳統(tǒng)方式設計的并
且本領域技術人員已知的發(fā)動機前緊固件10固定在剛性結構8的 第一點P1處，該剛'1"生結構也^皮稱、為主結構。
另夕卜，該優(yōu)選實施例的懸掛件還包括發(fā)動才幾后緊固件12，該緊 固件同樣以傳統(tǒng)的方式和本領域4支術人員已知的方式實現(xiàn)，該緊固 件設置在剛性結構8和中央罩22之間，并且該緊固件被固定在剛 性結構8的相對于點Pl向后安置的第二點P2處。
在該優(yōu)選實施例中，推進力吸收裝置14固定在剛性結構8的 第三點P3處，點P3 4立于兩個點Pl ， P2之間。
整體上，推進力吸收裝置14具有兩個吸收推進力的側連桿26 (在圖1中只有一個可一見)，每一個連桿包括與風扇罩18連4妄的前 端26a ，該前端例如在渦4侖發(fā)動4幾6的中平面上或附近連4妄風扇罩 18。
現(xiàn)在，將會參照圖2和圖3詳細描述該推進力吸收裝置14的后部。
在這些圖中，可以看到兩個側連桿26,所述側連桿#1:沒置在懸 掛裝置的纟從向中垂面24的相乂于兩側，該纟從向中垂面只寸應于渦壽侖噴 氣發(fā)動機的中垂面。如以下將會詳細描述的，所述側連桿中的每一 個都具有連^妄在平^f梁28上的后端26b。
平衡梁28聯(lián)接鉸接軸32 (優(yōu)選地是雙軸類型的鉸接軸)，該鉸 接軸被定位為被縱向中垂面24穿過。因此，該平衡梁的鉸接軸穿 過i殳置在平纟軒梁28上的孔34以及穿過支架(chape ) 36，該支架的兩個翼部(flanc )凈皮i殳置在平4紆梁28的相對兩側，該支架36屬于 連接在剛性結構上的連接配件38。
更確切地，為了保證安全功能，即"自動防故障"功能，平衡 梁28優(yōu)選地由如圖2所示的疊合的兩個配件28a, 28b組成，因此 上述孔34由分別i殳置在配件28a， 28b上的兩個孔34a， 34b共同確定。
連接配件38具有固定連4妄在下翼梁17下面的后端，該后端優(yōu) 選地通過組裝件(未示出)與下翼梁固定，所用的組裝件(例如螺 釘)與位于箱體內(nèi)部的加固配件40配合，該加固配件優(yōu)選地與下 翼梁17的內(nèi)表面接觸。在這方面，可以設置該加固配件40具有兩 個側翼42,所述側翼用于分別固定在箱體的下翼梁17的兩個翼(未 示出)上，因此加固配件的下翼部貼合該下翼梁17的內(nèi)表面。因 此，加固配件40相似于箱體的橫翼肋，不同的是加固配件不在剛 性結構的整個高度上延伸。
為了保證每個側連桿26的后端26b的組裝，i殳置枳4成連4妄件 44，該枳4成連"t妄件用于在正常才莫式下傳iiy,進力。該枳4成連4妄<牛主 要借助設置在平衡梁28的相關側端上的軸柱48來實現(xiàn)，如下面將 會描述的，該軸柱48具有相對于裝置14幾乎沖黃向(即幾乎沿著方 向Y,該軸柱可以相對于該方向略微傾斜)延伸的特點。在這方面， 優(yōu)選i也i殳置軸一主相對于該軸^主穿過的側連^干26的軸線正交延伸。
此處，由于用于實現(xiàn)平4軒梁28的配件為兩個，兩個軸柱48中 的每一個優(yōu)選地由分別屬于配件28a, 28b的兩個半圓柱體48a ， 48b
定義，并且所述兩個半圓柱體沿著它們的徑向面彼此接觸。事實上， 如圖2和圖3中可見，每個軸柱48優(yōu)選地i殳置為具有圓形截面， 并且如有必要可以包括具有更小截面的延長體以便容納固定件(未
示出)。軸柱48插入到i殳置在相關側連桿26的后端26b上的孔50中，
因此該孔的軸線幾乎和上述軸柱48的軸線合在一起。并且，在孔 50和軸柱48之間設置球形聯(lián)軸節(jié)(rotule ) 52，當球形聯(lián)軸節(jié)的外 環(huán)固定容納在孔50中時，該軸柱穿過5求形聯(lián)軸節(jié)的內(nèi)環(huán)。
現(xiàn)在參照圖4a至4c,可以看到，每個軸柱48不l又可以沿著Y 方向定向，還可以可替代地相對于Y方向略孩i傾斜，研究目的是使 這些軸柱一直保持幾乎橫向的定位，以便可以容易實現(xiàn)相關機械連 接件44的安裝并且對發(fā)動機組件1無損壞危險。并且，優(yōu)選地力 圖^f吏軸柱相對于它所穿過的側連桿26的軸線正交延伸。
因此，如圖4a所示，可以設置為每個軸柱48沿著軸線60延 伸，該軸線位于環(huán)繞對應于Y方向的中心軸線64旋轉的推體形式 的立體角62中，因此該立體角62的值小于或等于2兀'(l-cos( 15°))
另外，參照圖4b,在所示俯一見圖中，每個軸^主48沿著軸線60 延伸，該軸線與一黃向方向Y形成小于或等于15°的角66。相似地， 在圖4c所示的正一見圖中，每個軸柱48沿著軸線60延伸，該軸線 與橫向方向Y形成小于或等于15°的角68。
盡管如此，如圖4a至4c所示，優(yōu)選地在遠離推進力吸收裝置 的中心時^吏每個軸柱48略樣t向后延伸，并且可能的話在遠離推進 力吸收裝置的中心時使每個軸柱48略微向上延伸。
重新參照圖2和圖3，可以看到4,進力吸收裝置14還包括馬^帝 鐵形狀的限位配件70，該限位配件在它的中前部具有同樣由4交接軸 32穿過的支架72。更確切地，該支架72的兩個翼部i殳置在平衡梁 28的相對兩側，并且更具體地，兩個翼部中的每個4皮插入到該平4軒 梁28和連才妄配4牛38的支架36的兩個翼部中的一個之間。馬蹄鐵形狀的限位配件70優(yōu)選地設置為被中垂面24對稱地穿 過，該限位配件包括兩個幾乎向后定位的自由端并且每個自由端與 連接配件38同樣形式的連接在箱體上，即貼合下翼梁17的外部并 且通過與加固配件40配合的常^L組裝件(未示出)與下翼梁組裝 在一起。
并且，限位配件70具有位于平衡梁28后面的限位表面74，并 且更確切;也限定在上述支架72的底部。該限^f立配件^皮i殳計為可以 在兩個方向阻擋平衡梁圍繞它的鉸接軸32旋轉。
事實上，限位平面74如有必要可以通過相對于如圖2所示的 中垂面24對4爾:沒置的兩個不同的平面來實3見，因此，該限^f立平面 4皮合理地定位以〗更在推進力吸收裝置14發(fā)生故障的時候(例如兩 個側連桿26中的一個斷裂或者兩個連接件44中的一個斷裂)，平 衡梁28的旋轉會^皮該限位平面74阻擋。注意到在正常沖莫式下，由 于平衡梁28距離該限位平面較遠，該限位平面74不起作用。
因此，當發(fā)生上述類型的故障時，只連4妄一個側連桿26的平 衡梁28沿著軸32旋轉，直到該平衡梁的一個側端與鄰近的限位平 面74 4妄觸。因此，應該理解，限<立平面的定<立事實上纟皮確定以使_ 設置該平tf梁圍繞軸32旋轉的最大角，自然地，該最大角(優(yōu)選 地在兩個旋轉方向 一致)被確定以便吸收推進力的功能可以 一直由 推進力吸收裝置14來保證，至少在一個確定的周期期間由推進力 吸收裝置14^f呆i正。
通過該裝配，如在圖5中可以大積克看到的，固定在點Pl處的 發(fā)動機前緊固件10被設計為吸收主要沿垂直方向Z施加的力，以 及沿才黃向方向Y施力o的力，4旦是不適用吸收沿》從向方向X施力口的力。
15發(fā)動機后緊固件12被設計為吸收主要沿4黃向方向Y施加的力， 并且該發(fā)動機后緊固件的預定設計優(yōu)選地是被稱作"半-緊固件"的 已知類型，該設計允許兩個半-緊固件中的每一個(未示出)都吸收 主要沿著垂直方向Z施加的力。后緊固件也能^f呆證吸收沿著X方向 施力口的力頭巨。
最后，推進力吸收裝置14能夠吸收主要沿著縱向方向X施加的力。
為此，沿著纟從向方向X施加的力唯一地由吸收4,進力裝置吸 收，沿著4黃向方向Y施加的力由前緊固件IO和后緊固件12共同吸 收，并且沿著垂直方向Z施加的力由前緊固件IO和后緊固件12的 兩個半—緊固件共同吸收。
另夕卜，當發(fā)動才幾緊固件IO， 12共同^f呆"i正吸收沿著Y和Z方向 施加的力矩時，唯一地由后緊固件12的兩個半-緊固件保證吸收沿 著X方向施力p的力頭巨。
參照圖6a至6e,可以看到懸掛裝置14的組裝方法的不同連續(xù) 步驟，這些示意圖全部采用仰—見圖。
首先，參照圖6a，可以看到，所述方法的一個特4正在于要預先
經(jīng)通過連4妻配件38固定在剛性結構8上。必然地，如圖6b所示， 在第一側連桿26的后端26b開始與相關軸柱48接合之前，相對于 剛性結構8恰當?shù)陌仓冒l(fā)動機。
如前面纟是及的，側連桿26的后端26b的接合可以通過位于相 關軸柱附近的該側連桿的幾乎4黃向的簡單移動來實現(xiàn)。并且側連桿 26的前端26a已經(jīng):帔安裝在發(fā)動才幾上，因此，在側連桿26的后端26b移動時，側連桿的前端26a略樣i轉動，這#1實現(xiàn)以便得到后端 26b與軸柱48完全4妄合，如圖6c所示。
然后，諸如圖6d和6e所示，對于另一個側連桿26執(zhí)行同樣 的操作，兩個側連桿26可以被同時安裝，這并不超出本發(fā)明的范圍。
當然，本領域才支術人員可以非限制性地4是供多種以上描述的懸 掛裝置4和發(fā)動才幾組件1的變型。在這方面，尤其可以指定發(fā)動機 組件l是否表現(xiàn)為用于懸掛在飛行器機翼下面的結構，該發(fā)動機組 件1還可以表現(xiàn)為不同的結構，該結構能夠安裝在該才幾翼的上面， 甚至安裝在該飛行器的機身后部上。
1權利要求
1. 一種飛行器發(fā)動機(6)的懸掛裝置(4)，所述懸掛裝置(4)包括剛性結構(8)和用于將所述發(fā)動機(6)固定在所述剛性結構(8)上的懸掛件，所述懸掛件包括吸收由所述發(fā)動機(6)產(chǎn)生的推進力的推進力吸收裝置(14)，所述推進力吸收裝置(14)包括兩個吸收推進力的側連桿(26)，所述側連桿中的每一個都具有后端(26b)，所述后端通過機械連接件(44)安裝在所述推進力吸收裝置(14)的平衡梁(28)上，其特征在于，每個機械連接件(44)都借助軸柱(48)來實現(xiàn)，所述軸柱設置在平衡梁(28)上并且穿過設置在相關的所述連桿(26)的后端(26b)上的孔(50)，所述軸柱(48)被設置為相對于所述懸掛裝置幾乎橫向延伸。
2. 根據(jù)權利要求1所述的發(fā)動機(6)的懸掛裝置(4)，其特征 在于，每個軸柱(48)沿著軸線(60)延伸，所述軸線位于環(huán) 繞中心軸線(64) S走轉的推體形式的立體角中，所述中心軸線 對應于所述懸掛裝置的橫向方向(Y)，并且所述立體角的值 小于或等于2tt ( 1-cos (15。)) sr。
3. 根據(jù)權利要求1或2所述的發(fā)動機(6 )的懸掛裝置(4 ),其 特征在于，在俯視圖中，每個軸柱(48 )沿著軸線(60 )延伸， 所述軸線與所述懸掛裝置的橫向方向(Y)形成小于或等于15° 的角(66)。
4. 根據(jù)上述權利要求中任一項所述的發(fā)動機(6 )的懸掛裝置(4 )， 其特征在于，在正-見圖中，每個軸柱(48)沿著軸線(60)延伸，所述軸線與所述懸掛裝置的橫向方向(Y)形成小于或等 于15°的角(68)。
5.根據(jù)上述權利要求中任一項所述的發(fā)動機(6 )的懸掛裝置(4 )， 其特征在于，對于每個機械連接件(44),所述軸柱(48)相 對于所述軸柱穿過的側連桿(26)的軸線正交延伸。
6.根據(jù)上述權利要求中任一項所述的發(fā)動機(6 )的懸掛裝置(4 )， 其特征在于，對于每個機械連接件(44),設置在所述連桿后 端(26b)上的所述孔(50)裝配有供設置在平纟軒梁(28)上 的軸柱(48)穿過的1^形聯(lián)軸節(jié)(52)。
7.根據(jù)上述權利要求中任一項所述的發(fā)動機(6 )的懸掛裝置(4 ), 其特征在于，所述平衡梁(28)沿著鉸接軸(32)鉸接，所述 鉸接軸穿過連接至剛性結構(8)的連接配件(38),所述推進 力吸收裝置(14)還包括馬蹄鐵形狀的限位配件(70)，所述 鉸接軸(32)同樣穿過所述限位配件的中央部分，并且所述限 位配件固定地連4婁在所述剛性結構(8)上，所述馬歸，4失形狀 的限位配件(70)具有限位表面(74)，所述限位表面位于所 述平衡梁(28 )的后面以便能夠在兩個方向上阻止所述平衡梁 (28 )圍繞它的4交接軸(32 )轉動。
8.根據(jù)上述權利要求中任一項所述的發(fā)動機(6 )的懸掛裝置(4 ), 其特征在于，所述發(fā)動機(6)的懸掛件還包括固定在所述剛 性結構(8)上的發(fā)動機前緊固件(IO)和發(fā)動機后緊固件(12)， 所述發(fā)動才幾前緊固件(10)祐 沒計為吸收沿著所述裝置(4) 的斗黃向方向(Y)和垂直方向(Z)施力口的力，并且所述發(fā)動 ^L后緊固件(12)纟皮-沒計為吸收沿著所述裝置(4)的^f黃向方 向(Y)和垂直方向(Z)施加的力并且保證吸收沿著所述裝 置的縱向方向(X)施加的力矩。
9. 根據(jù)上述權利要求中任一項所述的發(fā)動機(6 )的懸掛裝置(4 )， 其特征在于，所述兩個吸收推進力的側連桿(26 )設置在所述 懸掛裝置的縱向中垂面的相對兩側。
10. —種發(fā)動機組件(1 ),包括發(fā)動才幾(6 )和所述發(fā)動機(6 )的 懸掛裝置(4)，其特征在于，所述懸掛裝置是根據(jù)上述權利要 求中任一項所述的懸掛裝置。
11. 一種飛行器，包括至少一個根據(jù)權利要求10所述的發(fā)動機組 件，所述發(fā)動機組件被組裝在機翼上或者所述飛行器的機身后部。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種飛行器發(fā)動機的懸掛裝置，該懸掛裝置包括剛性結構和用于將發(fā)動機固定在剛性結構上的懸掛件，所述懸掛件包括推進力吸收裝置(14)，該推進力吸收裝置包括兩個吸收推進力的側連桿(26)，所述側連桿中的每一個都具有后端(26b)，所述后端通過機械連接件(44)安裝在所述裝置(14)的平衡梁(28)上。根據(jù)本發(fā)明，每個連接件(44)借助軸柱(48)來實現(xiàn)，該軸柱設置在平衡梁上并且穿過設置在后端(26b)上的孔(50)，軸柱(48)被設置為相對于懸掛裝置幾乎橫向延伸。
文檔編號B64C27/26GK101484357SQ200780025180
公開日2009年7月15日 申請日期2007年7月9日 優(yōu)先權日2006年7月10日
發(fā)明者斯特凡娜·勒韋爾, 雅克·博福爾 申請人:法國空中客車公司