[发明专利]包括安装吊挂架、机翼和两个固定系统的飞行器组件

说明书

本发明涉及一种组件(100)，所述组件包括机翼，具有上桁梁(120)的安装吊挂架(110)，前固定系统(202)和后固定系统(204)，这些固定系统各自包括穿设有主要孔(230，210)的梁(226，206)，以及针对每个梁的、穿过上桁梁(120)的上孔(236，216)，以及定位在上孔(236，216)和主要孔(230，210)中的剪力销(234，214)。组件(100)还针对每个固定系统(202，204)包括螺栓(238，218)，该螺栓的螺母(238a，218a)容纳在梁(226，206)的次要孔(232，212)中，并且该螺栓的螺钉(238b，218b)穿过上桁梁(120)和梁(226，206)，以便被拧入螺母(238a，218a)中。

技术领域

本发明涉及一种飞行器组件，其中，所述组件包括安装吊挂架、机翼和将安装吊挂架固定至机翼的两个固定系统，并且还涉及一种包括至少一个这种组件的飞行器。

背景技术

在现有飞行器上，发动机(例如涡轮喷气发动机)通过复杂的安装装置悬挂在机翼下方，这些安装装置也被称为“EMS”(“发动机安装结构”)、或替代性地称为安装吊挂架。通常，所采用的安装吊挂架具有主结构(也被称为刚性结构)，该主结构通常生产成盒的形式，即由通过位于盒内并位于其端部处的多个横向加强肋连接在一起的下桁梁和上桁梁的组件产生。桁梁被布置为上面和下面，而侧向面板作为侧向面封闭该盒。此外，安装吊挂架布置在发动机的上部分中、在发动机与机翼箱盒之间。这个时钟位置称为“12点钟”。

以已知的方式，这些吊挂架的主结构被设计成允许将由发动机产生的静态力和动态力(例如重力和推力，或替代性地各种不同的动态力、特别是在动态着陆事件中的动态力等)传递到机翼。

在已知的现有技术的安装吊挂架中，常规地，这些安装吊挂架的主结构与机翼箱盒之间的力由一组附接件传递，这组附接件包括前部附接件、后部附接件、以及中间附接件，该中间附接件尤其被设计成承受由发动机产生的推力。常规地，这些附接件竖直地插入机翼箱盒与安装吊挂架的主结构之间。

在最近的发动机上，直径越来越大。

因此，由于例如为了保持从安全角度可接受而确定的离地间隙，机翼元件与发动机之间剩余的空间越来越受到限制。因此，将安装吊挂架以及还有不同的机翼附接件装配在通常为此装配件所留出的这个剩余的竖直空间中变得越来越困难。当所传送的力同样是高强度的，并且需要恰当地确定机翼箱盒和主结构的尺寸时，这种困难越发的大。实际上，这些主结构的尺寸必须足以提供能够经受从发动机朝向机翼元件传送力的机械强度，而在载荷应力作用下只发生低变形，目的是不会降低推进系统的空气动力学性能水平。

在现有技术中，已经提出了多种解决方案来使发动机尽可能靠近悬挂发动机的机翼元件，目的是保持所需要的离地间隙。

然而，这些解决方案需要不断改进，以与为满足旁通比要求而采用的越来越大的风扇直径相适配。

发明内容

本发明的目的是提出一种飞行器组件，该飞行器组件包括安装吊挂架，机翼和将安装吊挂架固定至机翼的两个固定系统，其中两个固定系统是紧凑的。

为此目的，提出了一种用于飞行器的组件，所述组件包括：

-包括下翼梁的机翼，

-安装吊挂架，所述安装吊挂架布置在所述机翼下方，并且包括主盒形式的主结构，所述主盒具有上桁梁和在中间平面XZ的两侧对称布置的两个侧向面板，

-前固定系统，所述前固定系统包括：

-固定至所述下翼梁的前梁，其中，所述前梁穿设有竖直地定向的主要前孔，其中，所述前梁穿设有平行于纵向方向X定向并且在所述中间平面XZ的两侧对称布置的两个次要前孔，其中，从每个次要前孔延伸有至少一个竖直地定向的前贯通通道，

-上前孔，所述上前孔穿过所述上桁梁并且竖直地定向，并且与所述主要前孔同轴，