[发明专利]连接支柱的主结构

说明书

本发明涉及一种用于将涡轮喷气发动机连接到飞行器的机翼系统的连接支柱的作用力恢复结构(structure de reprise d’effort)。

连接支柱的目的在于确保涡轮喷气发动机和飞行器的机翼之间的连接。因此，连接支柱在第一端通过金字塔形状的后部附接装置和前部附接装置附接到涡轮喷气发动机；连接支柱在第二端通过称为“连接件”的前部附接装置、后部附接装置和上部附接装置附接到飞行器的机翼系统。

连接支柱以公知的方式设计成将例如重量或推力的由涡轮喷气发动机产生的静态和动态作用力传递给机翼系统。

为了传递这些作用力，连接支柱包括称为“作用力恢复结构”或“主结构”的刚性结构，以及多个称为“次结构”的对主结构进行补充的结构。

次结构确保例如液压、电气、燃料通路、包装的系统的分离和保持。此外，这些次结构支承安装在次结构上的具有面板形状的空气动力整流元件。

以标准方式，涡轮喷气发动机被能够包括反向推力装置的机舱所围绕。主结构通常承载机舱的机罩，而次结构承载涡轮喷气发动机的风扇机罩。

与次结构相比，主结构是刚性的，以用于恢复由涡轮喷气发动机产生的静态和动态作用力。相反，次结构没有被设计成恢复这些作用力。

传统上，主结构1具有由两个金属侧面板2和3、上部金属5和下部金属杆6形成的“箱体”的形状(见图1)。杆5和6被构造成分别连接侧面板2和3的上部和下部。定位在每个侧面板2和3上的纵向加强件7和横向加强件8为主结构1提供刚性。

在箱体内，多个加强框架9设置在金属杆5和6以及侧面板2和3之间。

在主结构1的一端处，金字塔形部件10被安装在加强框架9的端部(extremal)。金字塔形部件10具有用于将主结构1附接到涡轮喷气发动机的附接装置。

但是，这种主结构具有的缺陷为：在飞行器的机翼系统上的实施和安装复杂并耗时长。

为了简化连接支柱的主结构的实施和安装，在专利申请FR2889505中，提出一种具有两个复合材料侧壁12和13、上部杆15和下部杆16的主结构11(见图2)。定位在主结构11的一端处的金字塔形部件20包括被设计成将所述结构11附接到涡轮喷气发动机的附接装置。这种主结构11不再具有纵向或横向加强件或加强框架。

不过，这种主结构具有的缺陷为：在涡轮喷气发动机着火的情况下不能确保满意的安全性。实际上，在涡轮喷气发动机着火的情况下，重要的是在欧洲和/或美国规定限定的期间内主结构支承涡轮喷气发动机，根据美国标准FAA-AC 25-865，该期间通常是15分钟的等级。现在，专利申请FR2889505中所述的这种主结构往往会在所述期间结束之前损坏。另外，这种主结构具有不能恢复围绕主轴线(即沿着主结构的长度)的作用力的缺陷。与机翼系统附接的上部附接装置(或“连接件”)插入到凸出地设置在侧壁12和13上的两个开口17中。这样的构造容易弱化连接支柱。

因此本发明的目的在于提供一种通过在着火情况下增加涡轮喷气发动机的持续支承的连接支柱的主结构。

本发明的另一目的在于提供一种更加能够承受作用力并且更容易制造和安装在飞行器的机翼系统的主结构。

为此，根据第一方面，本发明涉及一种用于将涡轮喷气发动机附接到飞行器的机翼系统的连接支柱的主结构，其特征在于，其包括第一侧面块和第二侧面块。所述侧面块围绕中心板，所述中心板由能够在至少等于15分钟的期间内耐至少1000℃的温度的材料制造的。

本发明涉及一种用于将涡轮喷气发动机附接到飞行器的机翼系统的连接支柱的作用力恢复结构，其特征在于，其包括用于附接到飞行器的机翼系统的第一侧面块和第二侧面块，附接到涡轮喷气发动机的连接件，所述侧面块围绕大致长形的中心板，该中心板沿着所述结构的主轴线而延伸，并且所述板连接到所述连接件，所述中心板由金属或合金制造，该金属或合金在至少等于15分钟的期间内能够耐至少1000℃的温度，以用于恢复由涡轮喷气发动机产生的沿着主轴线的静态和动态作用力。

通过“在至少等于15分钟的期间内能够耐至少1000℃的温度的材料”，这里指的是，在受到大于或等于1000℃的温度时，保持足够的机械强度从而在至少等于15分钟的期间内支承涡轮喷气发动机的材料。

与现有技术相比，根据本发明的主结构可以更容易地制造并更简单地组装。实际上，与现有技术相比，本发明的结构包括较少的构成元件：两个侧面块以及中心板。

构成元件的较少的数量还可以使得本发明的结构的重量降低。