[发明专利]安装在附件支柱与航空发动机之间的装配系统的发动机附件

说明书

技术领域

本发明通常涉及装配系统的发动机附件，该装配系统被设计成安装在航空发动机的附件支柱的刚性结构与发动机之间，更具体地(但不排他地)涉及一种前附件，该前附件被设计成吸收沿发动机的纵向、横向和竖直方向施加的作用力。

本发明还涉及装配系统，该装配系统被设计成安装在航空发动机附件支柱的刚性结构与发动机之间，其中无论发动机的位置相对于附件支柱的位置如何，均可使用该系统。

背景技术

提供航空器的附件支柱以便于在发动机与航空器的机翼之间形成连接界面。该附件支柱使该航空器的发动机产生的作用力传输到该航空器的结构，并且还允许燃料、电力、水力和空气在发动机与航空器之间的通过。

为了确保作用力的传输，支柱(mt，机翼支柱)包括例如“沉箱”类型的刚性结构，即，通过上部梁、下部梁的组装并借助于横向肋相互连接而形成。

典型地，装配系统安装在发动机与支柱的刚性结构之间，并且通常包括至少两个附件，一般为一个前附件和一个后附件。

而且，该装配系统包括用于吸收发动机产生的推力的装置，其中，该装置例如可并入前附件中。在现有技术中，该装置通常是两个横向杆形式的，一方面，这两个横向杆连接于发动机中央壳体的前部，另一方面，连接于前附件的主体。

参照图1和图2，可以看到现有技术中已知的前发动机附件，其中，该前附件被设计成吸收沿发动机的纵向、横向和竖直方向施加的作用力。

更具体地，该前附件包括中央体30，该中央体被设计成固定安装在附件支柱的刚性结构的一个前部处，其中该中央体30包括附件横向方向上的两个叠置的主撑杆(ferrure)32a、32b。出于安全性的原因，使撑杆的数量加倍，以使得在这两个主撑杆中之一断裂的情况下，另一个主撑杆可以在给定时间内吸收作用力。

在主体30的前部处，具有壳体34，该壳体被设计成沿发动机的横向和竖直方向同时吸收作用力，其中，通常被称作“单球”的该壳体包括附于主体30的铰链销36，以及面向附件纵向方向铰接在该销36上的双重三角形撑杆38。

如从图2中可看到的，主体30的一个具有更薄截面的后部具有轴承40，该轴承被设计成用于容纳铰链销，该铰链销提供主体30与推力吸收装置的方向舵脚蹬之间的连接。因此，应注意的是，该轴承由主撑杆32a的半圆柱形表面42a以及由主撑杆32b的半圆柱形表面42b共同地限定。

在图1中，可以看到，铰链销44使得方向舵脚蹬46铰接在主体30上，其中该方向舵脚蹬46基本上包括双重撑杆，具有两个横向端部48a、48b，在这两个横向端部上分别安装有两个用于由发动机产生的推力的吸收杆50a、50b的后端。

该发动机附件是现有技术中已知的，首先具有的缺点在于，主撑杆的后部必须在由它们构成的轴承下方彼此固定连接，以确保该轴承的几何形状。这种固定，例如使用螺栓形成的固定，一方面被强制加入到为保证两个主撑杆之间机械固定所需的固定装置中，另一方面的缺点在于，该固定不整合到提供以上所述安全等级所需的双重安全系统。

换句话说，在图2中所示的螺栓52断裂的情况下，假定撑杆32a、32b的两个后部因而自由地彼此分离，在前附件上就不存在可确保轴承40的几何形状以及将铰链销44保持在该轴承内部的装置了。

而且，专门地提供该后部来容纳铰链销的需要当然意味着主体的总重量和尺寸未被优化。而且，容纳铰链销的轴承的位置很远就需要存在两个非常长的杆，这在所述前附件的总尺寸和重量上也是不利的。

最后，应该注意的是，附件本体的中央部与后部之间在厚度上的差异导致在附件中传输作用力的困难。

发明内容

因此本发明的目的是提出一种用于装配系统的发动机附件(une attache moteur)，该装配系统被设计成安装在航空发动机附件支柱的刚性结构与发动机之间，还提出一种这样的装配系统，该装配系统至少部分地克服了与现有技术产品相关的上述缺点。

为了实现这个目的，本发明的第一个目的是一种用于装配系统的发动机附件，该装配系统被设计成安装在航空发动机附件支柱的刚性结构与发动机之间，其中，该附件包括：主体；通过第一铰链销而铰接安装于主体上的方向舵脚蹬；以及两个推力吸收杆，每个都具有连接于方向舵脚蹬的后端，其中该主体由第一主撑杆和与第一主撑杆叠置的第二主撑杆构成。在本发明中，第一铰链销由销的第一部分和销的第二部分构成，其中销的第一部分与第一主撑杆制成为一体的，而销的第二部分与第二主撑杆制成为一体的。而且，第一和第二主撑杆共同限定出止动限制表面，该止动限制表面能够限制方向舵脚蹬围绕第一铰链销的旋转。