用于将推进系统联接到飞行器的发动机吊挂架的装置、以及对应的飞行器的制作方法

本发明涉及一种用于将推进系统联接到飞行器的机翼的装置。更具体地，本发明涉及一种用于将推进系统联接到飞行器的发动机吊挂架的装置，并且涉及一种包括推进系统和至少一个这种用于将推进系统联接到发动机吊挂架的装置的飞行器。

背景技术：

1、通常，对于飞行器，推进单元包括例如使用发动机吊挂架紧固至飞行器的机翼的涡轮喷气发动机。发动机吊挂架通常由结构构成，该结构包括紧固至肋的多个管。

2、涡轮喷气发动机借助于发动机安装件紧固至发动机吊挂架的肋，这些发动机安装件通常包括在前部处的多个前部发动机安装件和在后部处的多个后部发动机安装件。

3、图2展示了用于将涡轮喷气发动机t联接到飞行器的发动机吊挂架m的现有技术安装件9的示例。安装件9包括呈倒t形状的支撑件90，该支撑件包括基座900，壁902从该基座基本上垂直地延伸。基座900具有大体上四边形的形状，并且旨在与涡轮喷气发动机t接触并且例如使用螺纹紧固件紧固到涡轮喷气发动机t。

4、壁902包括其中容置有套筒（未示出）的孔，该套筒本身具有孔，例如通过螺纹连接而紧固至发动机吊挂架m的紧固销91穿过套筒的孔。安装件9进一步包括减震垫92，这些减震垫被实施在支撑件90的壁902的两侧上并且由一组凸缘93固持，以便部分地吸收由涡轮喷气发动机产生的力。实施垫92的安装件9也称为柔性安装件。间隔件94也可以围绕套筒的一部分实施在安装件9与发动机吊挂架m之间。

5、尽管当前的装置在将涡轮喷气发动机紧固至发动机吊挂架方面是令人满意的，但是当涉及到应对故障场景（比如风扇叶片脱落）时，这些装置的实施是次优的。具体地，这种故障导致结构、特别是飞行器的发动机吊挂架和机翼的高载荷。

技术实现思路

1、本发明的一个目的是提出一种用于将推进系统联接到与飞行器的机翼刚性连接的发动机吊挂架的装置，该装置提供了用于将推进系统进行紧固的解决方案，该解决方案提供了故障的情况下的更大的安全性。

2、为此，提出了一种用于将推进系统联接到飞行器的发动机吊挂架的装置，所述装置包括：

3、-基本上呈倒t形状的支撑件，所述支撑件包括：基座，该基座适合于紧固到所述推进系统；和第一壁，该第一壁基本上垂直于所述基座延伸，所述第一壁包括沿着纵向轴线延伸的第一孔；

4、-基本上管状的套筒，该套筒包括穿入所述孔中的第一部分，所述套筒包括第二部分，该第二部分的第一端沿所述第一部分的延续方向朝向所述发动机吊挂架延伸，并且该第二部分的第二端适合于与所述发动机吊挂架相互作用，所述套筒包括与所述纵向轴线同轴的第一中心孔；

5、-紧固装置，该紧固装置包括螺母和紧固螺钉，该螺母适合于与所述发动机吊挂架刚性地连接，该紧固螺钉包括紧固头，螺纹柄从该紧固头延伸，所述螺纹柄穿过所述中心孔并被拧入所述螺母中；

6、-第一前凸缘和第一后凸缘，所述第一凸缘分别布置在所述第一壁的两侧，所述第一前凸缘包括与所述纵向轴线同轴延伸的第二孔，所述第一后凸缘包括与所述纵向轴线同轴延伸的第三孔；

7、-第一间隔件，该第一间隔件适合于布置在所述第一后凸缘与所述发动机吊挂架之间，所述第一间隔件包括与所述纵向轴线同轴的第二中心孔，使得所述第一间隔件滑配到所述套筒的所述第二部分上。

8、所述套筒的所述第一部分穿过所述第一凸缘的所述孔，并且所述紧固头支承抵靠在所述第一前凸缘上。

9、根据本发明，所述第一间隔件包括至少一个弱化部分，该至少一个弱化部分被配置成当向所述第一间隔件施加比预定力大的力时允许第一间隔件变形。

10、以这种方式，如果推进系统或安装件遭受部分或完全故障，则可变形间隔件能够吸收由故障引起的大载荷，尤其是以便防止这种大载荷传递到飞行器的结构（并且特别是传递到飞行器的机翼）。这样做的结果是，飞行器的结构得到更好的保护。

11、根据本发明的一个特定方面，该装置进一步包括第二间隔件，该第二间隔件适合于布置在所述第一前凸缘与所述紧固头之间，所述第二间隔件包括与所述纵向轴线同轴的第三中心孔，使得所述第二间隔件滑配到所述紧固螺钉的所述螺纹柄上，并且所述紧固头支承抵靠在所述第二间隔件上。特别地，并且以与第一间隔件相同的方式，所述第二间隔件包括至少一个弱化部分，该至少一个弱化部分被配置成当向所述第二间隔件施加比所述预定力大的力时允许第二间隔件变形。

12、根据本发明的另一个特定方面，所述预定力比在正常操作中可以向所述第一间隔件和/或所述第二间隔件施加的最大力大2%。

13、根据本发明的又一个特定方面，每个弱化部分采取与所述纵向轴线大体上平行延伸的凹槽的形式。

14、根据本发明的另一个特定方面，每个弱化部分采取相对于所述纵向轴线大体上横向延伸的凹槽的形式。

15、根据本发明的一个特定方面，每个间隔件由延性材料制成。

16、根据本发明的一个特定方面，所述装置还包括：

17、-第二前凸缘和第二后凸缘，所述第二前凸缘和所述第二后凸缘分别布置在所述第一壁的两侧，并且与所述第一壁直接接触，所述第二前凸缘包括与所述纵向轴线同轴延伸的第四孔，所述第二后凸缘包括与所述纵向轴线同轴延伸的第五孔；以及

18、-前垫和后垫，该前垫和该后垫分别抵靠所述第二前凸缘和抵靠所述第二后凸缘布置，所述前垫包括与所述纵向轴线同轴延伸的第六孔，所述后垫包括与所述纵向轴线同轴延伸的第七孔。

19、所述套筒的所述第一部分穿过所述第二凸缘的所述孔并且穿过所述垫的所述第六孔和所述第七孔。所述装置进一步包括定位组件，该定位组件用于将所述第二前凸缘和所述第二后凸缘相对于所述第一壁定位。

20、根据本发明的另一个特定方面，第二前凸缘包括布置在所述第二前凸缘的相反端处的两个第一定位槽，所述第二后凸缘包括布置在所述第二后凸缘的相反端处的两个第二定位槽，并且所述第一壁包括布置在所述第一壁的相反端处的两个定位孔。所述第一定位槽、所述第二定位槽和所述定位孔分别与所述纵向轴线同轴且大体上平行地延伸。所述定位组件还包括两个定位销，这两个定位销分别穿过第一定位槽、第二定位槽和定位孔。

21、本发明还提出了一种飞行器，该飞行器包括推进系统、发动机吊挂架和至少一个如上所述的装置，所述推进系统通过至少一个所述装置联接到发动机吊挂架，其中，所述支撑件紧固到所述推进系统，并且所述第一螺母和所述第二螺母与所述发动机吊挂架刚性地连接。

1.一种用于将推进系统（102）联接到飞行器（10）的发动机吊挂架（106）的装置（2），所述装置（2）包括：

2.根据权利要求1所述的装置（2），其特征在于，所述装置进一步包括第二间隔件（30b），所述第二间隔件适合于布置在所述第一前凸缘（282a）与所述紧固头（222）之间，所述第二间隔件（30b）包括与所述纵向轴线（5）同轴的第三中心孔（32b），使得所述第二间隔件（30b）滑配到所述紧固螺钉（221）的所述螺纹柄（223）上，并且所述紧固头（222）支承抵靠在所述第二间隔件（30b）上，

3.根据权利要求1或2所述的装置（2），其特征在于，所述预定力比在正常操作中能够向所述第一间隔件（30a）和/或第二间隔件（30b）施加的最大力大2%。

4.根据权利要求1至3之一所述的装置（2），其特征在于，每个弱化部分（301）采取大体上平行于所述纵向轴线（5）延伸的凹槽（302，303，304）的形式。

5.根据权利要求1至3中任一项所述的装置（2），其特征在于，每个弱化部分（301）采取相对于所述纵向轴线（5）大体上横向延伸的凹槽（305，306）的形式。

6.根据权利要求1至5中任一项所述的装置（2），其特征在于，每个间隔件由延性材料制成。

7.根据权利要求1至6中任一项所述的装置（2），其特征在于，所述装置（2）还包括：

8.根据权利要求7所述的装置（2），其特征在于，所述第二前凸缘（242a）包括布置在所述第二前凸缘（242a）的相反端处的两个第一定位槽（251a），并且其中，所述第二后凸缘（242b）包括布置在所述第二后凸缘（242b）的相反端处的两个第二定位槽（251b），并且其中，所述第一壁（201）包括布置在所述第一壁（201）的相反端处的两个定位孔（211）；

9.一种飞行器（10），所述飞行器包括推进系统（102）、发动机吊挂架（106）和至少一个根据权利要求1至8中任一项所述的装置（2），所述推进系统（102）通过至少一个所述装置（2）联接到所述发动机吊挂架（106），其中所述支撑件（20）紧固到所述推进系统（102），并且其中，所述螺母（220）刚性地连接到所述发动机吊挂架（106）。