專利名稱：螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)的緊固系統(tǒng)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種用于將螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)緊固于飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)連接支柱上以確保至少保吸收來(lái)自發(fā)動(dòng)機(jī)的振動(dòng)的一部分的緊固系統(tǒng)。本發(fā)明還涉及一種所述緊固系統(tǒng)的實(shí)施方法。這項(xiàng)發(fā)明可應(yīng)用在航空領(lǐng)域，尤其是應(yīng)用在飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)和支柱之間的連接的領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
航空領(lǐng)域中有很多種類型的發(fā)動(dòng)機(jī)-渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)，其通常安裝于飛行器的機(jī)翼結(jié)構(gòu)下方，通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)吊架或發(fā)動(dòng)機(jī)支柱與該機(jī)翼連接在一起；-渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)，其安裝于飛行器后部或飛行器機(jī)翼結(jié)構(gòu)下面。今日最常用的飛行器是渦輪噴氣式飛行器。但是這類飛行器的缺點(diǎn)是耗油量太大 (航空煤油)。出于這個(gè)原因，某些飛機(jī)制造商仍繼續(xù)開發(fā)渦輪螺旋槳飛機(jī)。事實(shí)上，與渦輪噴氣飛機(jī)相比，使用螺旋槳的飛機(jī)具有噪音明顯更小、耗油量更低的優(yōu)勢(shì)。但是，這種飛機(jī)的劣勢(shì)是會(huì)產(chǎn)生許多振動(dòng)，該振動(dòng)對(duì)飛行器的結(jié)構(gòu)有害，對(duì)乘客來(lái)說(shuō)也相對(duì)較不舒適。螺旋槳的運(yùn)動(dòng)所產(chǎn)生的振動(dòng)通過(guò)將發(fā)動(dòng)機(jī)連接至機(jī)身的發(fā)動(dòng)機(jī)支柱傳送至飛行器的機(jī)身。利用發(fā)動(dòng)機(jī)緊固系統(tǒng)可減弱該振動(dòng)的傳遞。目前具有多種將發(fā)動(dòng)機(jī)固定于飛行器機(jī)身上的緊固件。特別是一種是剛性緊固系統(tǒng)，該剛性緊固系統(tǒng)用作發(fā)動(dòng)機(jī)和飛行器機(jī)身(或機(jī)翼)之間的連接部。這種剛性緊固系統(tǒng)將來(lái)自發(fā)動(dòng)機(jī)的力有效地傳送至飛行器，但卻不吸收任何振動(dòng)。因此這種剛性緊固系統(tǒng)特別適用于幾乎不產(chǎn)生振動(dòng)的渦輪噴氣飛機(jī)，但并不適用于螺旋槳飛機(jī)。已經(jīng)設(shè)想制造將發(fā)動(dòng)機(jī)固定在機(jī)身上、可吸收振動(dòng)的緊固系統(tǒng)。事實(shí)上，存在多種吸收振動(dòng)的已知方法。人們熟知的可吸收振動(dòng)的系統(tǒng)特別是通過(guò)產(chǎn)生對(duì)抗力量以抵消振動(dòng)的動(dòng)態(tài)諧振器。這樣的諧振器通常安裝在可以使其產(chǎn)生振動(dòng)的結(jié)構(gòu)點(diǎn)上。但是，此類動(dòng)態(tài)諧振器的缺點(diǎn)就是作用范圍有限，僅在給定的頻率內(nèi)有效。因?yàn)槁菪龢l(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生頻率不相同的多種振動(dòng)，因此動(dòng)態(tài)諧振器系統(tǒng)在用于緊固螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)的系統(tǒng)中不能非常有效。此外，還存在已知的能夠吸收振動(dòng)的系統(tǒng)，稱為減震器。使用減震器并不能改變振動(dòng)模式，但能夠緩和振動(dòng)峰值。因此，為了有效，減震器需要最小速度，因此不能完全吸收由螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的所有振動(dòng)。目前使用的螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)緊固系統(tǒng)是一種軟性系統(tǒng)，該軟性系統(tǒng)由可吸收振動(dòng)的材料制成。這種軟性系統(tǒng)也稱為“Soft-Mount (軟性安裝件)”，通常使用彈性體制成。這種材料剛度相對(duì)較低且自身具有緩沖作用，因此可對(duì)振動(dòng)進(jìn)行過(guò)濾，即，可減弱一部分振動(dòng)。目前，螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)使用的緊固系統(tǒng)并不能完全實(shí)現(xiàn)其過(guò)濾低頻，即振動(dòng)頻率低于20赫茲的作用。實(shí)際上，這些采用彈性體制作的柔性緊固系統(tǒng)是通過(guò)壓縮而起作用的。 其剛度曲線——該剛度曲線隨壓縮的力度而變化——呈非線性且大致為雙曲線形。因此，壓縮荷載施加得越大，其剛度就越大。所以，當(dāng)要傳遞給結(jié)構(gòu)的力很大時(shí)，彈性體就會(huì)變得剛硬。因?yàn)閯偠惹€為雙曲線形，所以柔性元件的剛度提升的速度比施加的力更快。此外， 很難準(zhǔn)確判定剛度的演變。因此，即使荷載并不高，但對(duì)于懸掛自身模式來(lái)說(shuō)已經(jīng)變得太高而無(wú)法用作過(guò)濾器。軟性懸掛便失去了過(guò)濾器的功能。換言之，一旦來(lái)自發(fā)動(dòng)機(jī)的力超過(guò)巡航模式飛行的標(biāo)準(zhǔn)力，彈性體就變得相對(duì)剛硬，甚至完全剛硬，因此不再具備任何柔軟性，無(wú)法再吸收振動(dòng)。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的正是為了克服上述技術(shù)的缺點(diǎn)。因此本發(fā)明提出一種用于將螺旋發(fā)動(dòng)機(jī)固定于發(fā)動(dòng)機(jī)吊架的緊固系統(tǒng)，該緊固系統(tǒng)包括剛性元件和柔性元件，所述柔性元件夾于剛性元件之間，從而使得柔性元件在剪切力作用下工作，甚至成為限位裝置。由于處于剪切力下的彈性體的剛度曲線為線性，本發(fā)明的緊固系統(tǒng)在承受比當(dāng)前技術(shù)條件下的柔性系統(tǒng)大很多的發(fā)動(dòng)機(jī)的力的情況下仍保持柔性。但是，一旦來(lái)自發(fā)動(dòng)機(jī)的力變得很高，特別是在極端狀況下飛行時(shí)，柔性元件便成為限位裝置，使緊固系統(tǒng)不再過(guò)濾振動(dòng)，而是傳遞所有力。更具體地說(shuō)，本發(fā)明涉及一種用于飛行器結(jié)構(gòu)上可振動(dòng)元件的緊固系統(tǒng)，其包括至少一對(duì)斗型件，該斗型件一方面固定于能夠振動(dòng)的元件上，另一方面固定于所述結(jié)構(gòu)上， 其特征在于這對(duì)斗型件的每個(gè)斗型件均包括-固定于所述結(jié)構(gòu)上的外部剛性元件；-安裝于外部剛性元件內(nèi)并與可振動(dòng)元件連接在一起的內(nèi)部剛性元件；以及-沿著外部剛性元件每個(gè)側(cè)邊沿安置、在外部剛性元件和內(nèi)部剛性元件之間的柔性元件。本發(fā)明的緊固系統(tǒng)可以包括以下一項(xiàng)或多項(xiàng)特征-所述柔性元件為彈性體材料制成的板。-所述柔性元件可在剪切狀態(tài)下工作。-包括位于外部剛性元件和可振動(dòng)元件之間的第一空隙。-包括位于內(nèi)部剛性元件和外部剛性元件之間的第二空隙。-包括位于內(nèi)部剛性元件和外部剛性元件之間的間隔件。-可振動(dòng)元件是螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)，所述結(jié)構(gòu)是發(fā)動(dòng)機(jī)吊架。本發(fā)明還涉及上述緊固系統(tǒng)的實(shí)施方法。該方法的特征在于其包括-柔性運(yùn)行，其中，在可振動(dòng)元件產(chǎn)生載荷正常時(shí)，所述系統(tǒng)能夠吸收來(lái)自可振動(dòng)元件所產(chǎn)生的振動(dòng)；以及-非柔性運(yùn)行，當(dāng)所述載荷極大時(shí)，使系統(tǒng)可成為限位裝置。根據(jù)本發(fā)明，該方法可以包括以下特征-當(dāng)所述系統(tǒng)處于非柔性運(yùn)行時(shí)，第一空隙和第二空隙中至少一個(gè)是被填充的。本發(fā)明還涉及配備有使用上文所述緊固系統(tǒng)連接至發(fā)動(dòng)機(jī)吊架的螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)的飛行器。


圖1示出使用本發(fā)明的緊固系統(tǒng)可緊固于其上的飛行器結(jié)構(gòu)的總體視圖；圖2示出本發(fā)明的緊固系統(tǒng)的側(cè)視圖；圖3示出本發(fā)明的系統(tǒng)的上方的斗型件的輪廓視圖；圖4示出本發(fā)明的系統(tǒng)的一對(duì)斗型件的剖面輪廓視圖；圖5示出本發(fā)明的系統(tǒng)的上方的斗型件的剖面?zhèn)纫晥D；圖6示出本發(fā)明的系統(tǒng)可以插入的琴鍵式連接部。
具體實(shí)施例方式本發(fā)明涉及一種將可振動(dòng)元件緊固于飛行器結(jié)構(gòu)上的系統(tǒng)。特別涉及將螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)緊固于飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)吊架上的系統(tǒng)。在任何飛行器中，發(fā)動(dòng)機(jī)均固定在發(fā)動(dòng)機(jī)吊架上，該發(fā)動(dòng)機(jī)吊架自身固定于飛行器的結(jié)構(gòu)上。如發(fā)動(dòng)機(jī)是螺旋槳式發(fā)動(dòng)機(jī)，那么發(fā)動(dòng)機(jī)從側(cè)面固定于飛行器機(jī)翼下；或固定于飛行器后部。在下文描述的本發(fā)明的實(shí)施方式中，我們考慮這樣的情況螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)固定于發(fā)動(dòng)機(jī)吊架上，該發(fā)動(dòng)機(jī)吊架自身又固定于飛行器的后部機(jī)身的側(cè)面。發(fā)動(dòng)機(jī)通過(guò)至少一個(gè)根據(jù)本發(fā)明的緊固系統(tǒng)固定于發(fā)動(dòng)機(jī)吊架上。該緊固系統(tǒng)稱為基于斗型件的系統(tǒng)。該系統(tǒng)包括至少兩個(gè)固定的斗型件，所述至少兩個(gè)斗型件在發(fā)動(dòng)機(jī)吊架的兩側(cè)相對(duì)安裝，確切地說(shuō)，是在發(fā)動(dòng)機(jī)吊架的主結(jié)構(gòu)的兩側(cè)相對(duì)安裝。在圖1中，示出發(fā)動(dòng)機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)吊架之間的連接的一個(gè)樣例，其包括本發(fā)明的緊固系統(tǒng)。本發(fā)明的緊固系統(tǒng)1 一方面固定于發(fā)動(dòng)機(jī)3上，另一方面固定于發(fā)動(dòng)機(jī)吊架結(jié)構(gòu) 2上。發(fā)動(dòng)機(jī)吊架結(jié)構(gòu)2位于在兩對(duì)斗型件10和11之間的空間內(nèi)。在圖1的樣例中，本發(fā)明的緊固系統(tǒng)1安裝于發(fā)動(dòng)機(jī)前部，這是因?yàn)榘l(fā)動(dòng)機(jī)前部的溫度比后部低。但是也可考慮將該緊固系統(tǒng)安裝于發(fā)動(dòng)機(jī)后部。如圖1所示的本發(fā)明的優(yōu)選的實(shí)施方式中，緊固系統(tǒng)插入在發(fā)動(dòng)機(jī)周圍，在該處緊固系統(tǒng)所起的作用是發(fā)動(dòng)機(jī)緊固件。但是，它也可安裝于飛行器結(jié)構(gòu)的許多連接部處，例如機(jī)身連接部處，該緊固系統(tǒng)便起到柔性結(jié)構(gòu)連接部的作用。圖2中示出本發(fā)明的緊固系統(tǒng)一對(duì)斗型件的樣例。事實(shí)上，本發(fā)明的緊固系統(tǒng)1 可包括一對(duì)或多對(duì)斗型件10。在本發(fā)明的優(yōu)選的實(shí)施方法中，所述的斗型件對(duì)是成雙的，如圖1所示。但是，緊固系統(tǒng)也可只包括一對(duì)斗型件10，如圖2所示。圖2示出安裝至發(fā)動(dòng)機(jī)吊架之前的一對(duì)斗型件10側(cè)視圖。這對(duì)斗型件10包括上方的斗型件IOa和下方的斗型件10b，這兩個(gè)斗型件彼此相對(duì)。每個(gè)斗型件IOa和IOb都通過(guò)第一緊固裝置4固定于發(fā)動(dòng)機(jī)3上，并通過(guò)第二緊固裝置5固定于發(fā)動(dòng)機(jī)吊架(圖2中未示出)上。圖3和圖4示出緊固系統(tǒng)1上部的輪廓圖。圖3和圖4示出的是包括成雙的斗型件對(duì)的緊固系統(tǒng)的上部。請(qǐng)注意，下部的斗型件IOb與上部的斗型件IOa和Ila相同，不同之處在于它們定位成相反(上部的和下部的斗型件的底板12c面對(duì)面)，以使得它們固定于吊架。無(wú)論是上部斗型件還是下部斗型件，每個(gè)斗型件都具有外部剛性元件12、內(nèi)部剛性元件13以及兩個(gè)柔性元件14。在成雙的斗型件的情況下，外部剛性元件的中央壁12d被兩個(gè)斗型件IOa和Ila共用。
外部剛性元件12大致呈U形，包括兩個(gè)豎直側(cè)壁12b、底板12c和豎直后壁12a。 側(cè)壁12b和12d的前面明顯傾斜。外部剛性元件12通過(guò)穿過(guò)所述外部剛性元件的底板12c 的孔16的第二緊固裝置5固定于吊架2的箱體上。此第二緊固裝置5為用于可剪切緊固的元件。內(nèi)部剛性元件13的形狀與外部剛性元件12的形狀基本相同，該內(nèi)部剛性元件13 的底板具有直徑比外部剛性元件12的孔16的直徑大的孔。內(nèi)部剛性元件13適于安裝于外部剛性元件12的內(nèi)部。內(nèi)部剛性元件13通過(guò)第一緊固裝置4 (在圖3和圖4中不可見) 固定于發(fā)動(dòng)機(jī)3上。此第一緊固裝置可以是拉力螺栓4，如圖5所示，該拉力螺栓4插入穿過(guò)外部剛性元件和內(nèi)部剛性元件的孔17的內(nèi)部。此第一緊固裝置將內(nèi)部剛性元件與發(fā)動(dòng)機(jī)3固定地連接在一起。矩形柔性元件14沿著外部剛性元件的每個(gè)豎直側(cè)壁12b (也稱為側(cè)邊)安裝于外部剛性元件和內(nèi)部剛性元件之間。因此，每個(gè)斗型件IOa和IOb都包括豎直固定于內(nèi)部剛性元件和外部剛性元件的側(cè)邊之間的兩個(gè)柔性元件14。這些柔性元件14為柔性材料板，該柔性材料板能夠承受相對(duì)于外部剛性元件的側(cè)邊的剪切位移。圖5示出本發(fā)明的緊固系統(tǒng)的斗型件的剖面視圖。該剖面視圖示出外部剛性元件 12，其帶有剪切緊固件5，以及拉力螺栓4，該拉力螺栓4通過(guò)孔17穿過(guò)外部剛性元件12和內(nèi)部剛性元件13并將緊固系統(tǒng)1固定于發(fā)動(dòng)機(jī)3。此外也示出了間隔件18，該間隔件18 位于內(nèi)部剛性元件和外部剛性元件后壁1 之間，并且其作用在于防止拉力螺栓的預(yù)拉力導(dǎo)致內(nèi)部剛性元件與外部剛性元件相接觸。此外，圖5還示出位于外部剛性元件12和發(fā)動(dòng)機(jī)3之間的第一空隙19以及位于內(nèi)部剛性元件13和外部剛性元件12之間的第二空隙20。 在本發(fā)明的一種實(shí)施方式中，第一空隙19的尺寸為4毫米，第二空隙20的尺寸為14毫米。 這兩個(gè)空隙一起構(gòu)成了內(nèi)部剛性元件在其柔性運(yùn)行時(shí)的行進(jìn)路線?？障哆x擇為不對(duì)稱形， 這是因?yàn)楹奢d力即傳動(dòng)力，是不對(duì)稱的。正如前文解釋，本發(fā)明的緊固系統(tǒng)的每個(gè)斗型件或雙斗型件均是通過(guò)拉力螺栓固定于發(fā)動(dòng)機(jī)上，并通過(guò)可剪切的緊固元件固定于發(fā)動(dòng)機(jī)吊架的箱體上。因此，內(nèi)部剛性元件直接連接于發(fā)動(dòng)機(jī)上，外部剛性元件直接連接于發(fā)動(dòng)機(jī)吊架上。由此我們可以理解，發(fā)動(dòng)機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)吊架之間是通過(guò)借助柔性元件相互連接在一起的剛性元件傳遞力。更具體地說(shuō)， 來(lái)自發(fā)動(dòng)機(jī)的力通過(guò)拉力螺栓傳遞給斗型件。拉力螺栓作用于斗型件的內(nèi)部剛性元件，即向它傳遞力；這些力隨后通過(guò)柔性元件傳遞至外部剛性元件，所述柔性元件在剪切力下工作。最后，外部剛性元件通過(guò)可剪切的緊固件向發(fā)動(dòng)機(jī)吊架傳遞力。在這樣的運(yùn)行中，振動(dòng)的作用是引起被內(nèi)部剛性元件感知的力的輕微振蕩。位于基部和孔(間隔件由此穿過(guò))水平的內(nèi)部剛性元件和外部剛性元件之間的空隙19和20，使內(nèi)部剛性元件能夠相對(duì)于外部剛性元件活動(dòng)。柔性元件相聯(lián)的這些空隙允許吸收振動(dòng)。上文所描述運(yùn)行——稱為柔性運(yùn)行——中，緊固系統(tǒng)確?；謴?fù)(Inprise)螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)傳遞的力矩沿Y和Z方向的力，如圖2所示，以及圍繞X軸的扭矩。在本發(fā)明的優(yōu)選的實(shí)施方式中，剛性元件采用金屬材料制作，柔性元件采用彈性體材料制作。根據(jù)本發(fā)明，彈性體可在剪切力下工作；實(shí)際上，在剪切作用下，彈性體剛度曲線為線性。因此，柔性元件的伸長(zhǎng)與所受到的力成比例。在剪切作用下的彈性體的剛度曲線的線性允許更好地理解各種現(xiàn)象；也可根據(jù)彈性體的幾何特征對(duì)其剛度進(jìn)行最佳控制。
此外，彈性體的剛度曲線的線性也能夠確定剪切力限位，即彈性體再也無(wú)法吸收接收的力量的剪切水平。事實(shí)上，我們很容易理解，如要在剪切作用下傳遞很高的載荷力， 彈性體的厚度和表面應(yīng)該很大，使得需要特定的體積。所以，在本發(fā)明中，提出緩沖頻率在一定頻率范圍內(nèi)的振動(dòng)。本發(fā)明的緊固系統(tǒng)因此設(shè)計(jì)成能夠緩沖頻率低于預(yù)定值(約為10至20赫茲)的振動(dòng)。使用范圍可選擇成覆蓋在常規(guī)飛行即正常飛行期間的所有載荷。對(duì)于極端載荷，即極端狀況下的飛行(如強(qiáng)的陣風(fēng)等)，系統(tǒng)進(jìn)入金屬與金屬直接接觸的限位，稱為斗型件限位，即內(nèi)部剛性元件靠著外部剛性元件的定位。在限位狀態(tài)下，柔性元件沒(méi)有吸收振動(dòng)的作用。然后，本發(fā)明的緊固系統(tǒng)能夠以非柔性運(yùn)行的模式工作。在非柔性運(yùn)行的模式中，兩個(gè)空隙19和20中至少一個(gè)被填充。內(nèi)部剛性元件便直接與外部剛性元件接觸。因此，來(lái)自發(fā)動(dòng)機(jī)的力就通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)與外部剛性元件之間的接觸被直接傳遞。然后再通過(guò)可剪切的緊固件直接傳遞給機(jī)翼支柱。以上描述的是對(duì)于將發(fā)動(dòng)機(jī)連接至發(fā)動(dòng)機(jī)吊架的情況下的本發(fā)明的緊固系統(tǒng)。這種帶有柔性斗型件的緊固系統(tǒng)也可插入于發(fā)動(dòng)機(jī)吊架和機(jī)身之間的連接部。事實(shí)上，目前在飛行器上，發(fā)動(dòng)機(jī)吊架和機(jī)身之間的連接是通過(guò)琴鍵式連接部進(jìn)行的，也就是采用多個(gè)連續(xù)的連接部的形式，如圖6所示。如前文所述，這些琴鍵式連接部可由本發(fā)明的柔性斗型件制成，這些琴鍵式連接部然后能夠吸收吊架和飛行器機(jī)身之間的振動(dòng)。
權(quán)利要求
1.飛行器結(jié)構(gòu)(2)上的可振動(dòng)元件(3)的緊固系統(tǒng)，包括至少一對(duì)斗型件(10)，所述至少一對(duì)斗型件(10) —方面固定于可振動(dòng)元件，另一方面固定于所述飛行器結(jié)構(gòu)上，其特征在于，所述對(duì)斗型件的每一個(gè)斗型件(IOaUOb)包括-固定于所述飛行器結(jié)構(gòu)的外部剛性元件(12)；-安裝于所述外部剛性元件內(nèi)并與所述可振動(dòng)元件固定地連接在一起的內(nèi)部剛性元件 (13)；以及-沿著所述外部剛性元件的每個(gè)側(cè)邊沿安裝、在所述外部剛性元件和所述內(nèi)部剛性元件之間的柔性元件(14)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的緊固系統(tǒng)，其特征在于，所述柔性元件是由彈性體材料制成的板。
3.根據(jù)權(quán)利要求1至2中任意一項(xiàng)所述的緊固系統(tǒng)，其特征在于，所述柔性元件能夠在剪切作用下工作。
4.根據(jù)權(quán)利要求1至3中任意一項(xiàng)所述的緊固系統(tǒng)，其特征在于，所述緊固系統(tǒng)包括位于所述外部剛性元件(1 和所述可振動(dòng)元件C3)之間的第一空隙(19)。
5.根據(jù)權(quán)利要求1至4中任意一項(xiàng)所述的緊固系統(tǒng)，其特征在于，所述緊固系統(tǒng)包括位于所述內(nèi)部剛性元件(1 和所述外部剛性元件(12)之間的第二空隙(20)。
6.根據(jù)權(quán)利要求1至5中任意一項(xiàng)所述的緊固系統(tǒng)，其特征在于，所述緊固系統(tǒng)包括在所述內(nèi)部剛性元件和所述外部剛性元件之間的間隔件(18)。
7.根據(jù)權(quán)利要求1至6中任意一項(xiàng)所述的緊固系統(tǒng)，其特征在于，所述可振動(dòng)元件是螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)，所述飛行器結(jié)構(gòu)是發(fā)動(dòng)機(jī)吊架。
8.用于實(shí)施根據(jù)權(quán)利要求1至7中任意一項(xiàng)所述的緊固系統(tǒng)的方法，其特征在于，該方法包括-柔性運(yùn)行，其中，在由可振動(dòng)元件(3)產(chǎn)生的載荷是正常時(shí)，所述緊固系統(tǒng)能夠吸收來(lái)自可振動(dòng)元件(3)的振動(dòng)；以及-非柔性運(yùn)行，其中，當(dāng)所述載荷極大時(shí)，所述緊固系統(tǒng)能夠成為限位裝置。
9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的方法，其特征在于，當(dāng)所述緊固系統(tǒng)為非柔性運(yùn)行時(shí)，所述第一空隙和第二空隙中至少一個(gè)被填充。
10.一種飛行器，其特征在于，所述飛行器包括至少一個(gè)根據(jù)權(quán)利要求1至7中任意一項(xiàng)所述的緊固系統(tǒng)。
全文摘要
本發(fā)明涉及飛行器結(jié)構(gòu)(2)上可振動(dòng)元件(3)的緊固系統(tǒng)，包括至少一對(duì)固定的斗型件(10)，一邊固定于可振動(dòng)元件，另一邊固定于飛行器結(jié)構(gòu)上。這對(duì)固定的斗型件上的每個(gè)斗型件(10a、10b)都包括-一個(gè)固定于結(jié)構(gòu)上的外部剛性元件(12)；-一個(gè)安裝于外部剛性元件內(nèi)并與可振動(dòng)元件連接在一起的內(nèi)部剛性元件(13)；-和一個(gè)沿著外部剛性元件每側(cè)邊沿安裝、夾于外部剛性元件和內(nèi)部剛性元件之間的柔性元件(14)。
文檔編號(hào)B64D27/26GK102470927SQ201080030017
公開日2012年5月23日 申請(qǐng)日期2010年7月1日 優(yōu)先權(quán)日2009年7月3日
發(fā)明者馬蒂厄·博內(nèi) 申請(qǐng)人:空中客車營(yíng)運(yùn)有限公司