[发明专利]一种与飞机吊挂一体化的前安装节

说明书

技术领域

本发明总的涉及一种民用飞机结构设计技术领域，更具体地涉及一种航空发动机与飞行器吊挂的连接装置。

背景技术

航空发动机与飞行器吊挂的连接装置，通常称之为安装节。安装节的主要功能是连接发动机，并将发动机的载荷传递至飞行器吊挂结构。

吊挂是航空发动机与飞机机翼之间的连接界面，其主要功能是吊装发动机，传递发动机载荷，并为发动机至飞机机翼之间的燃油管路、环控、电气、液压等系统提供通路。因此，吊挂结构既要满足内部系统的空间要求，还要保证具有优良的传力路径。为了满足以上要求，如图1所示，传统构型的吊挂10’通常设计为由上下梁、多个垂直站位的框、侧壁板相互连接构成的刚性盒型结构，并通过前安装节20’和后安装节30’与发动机装配。发动机的全部载荷均通过前安装节、后安装节传递。

图2a和图2b分别以另外的角度示出了图1中的前安装节20’和后安装节30’。如图2a和图2b所示并结合图1，前、后安装节20’、30’各通过4个接合于受拉螺栓孔24’中的受拉螺栓(图未示)和2个接合于受剪销孔42’中的剪切销(图未示)与吊挂前、后发动机接头连接。

如图2a所示并结合图1，前安装节20’在后侧插入吊挂10’的主承力盒段，通过其支架25’与吊挂的前端框、上梁、下梁、侧腹板连接。前安装节20’主要由左前安装节21’、中前安装节22’、右前安装节23’组成。左、右前安装节21’和23’上分别通过两个受拉螺栓与发动机连接，传递垂向载荷；中前安装节22’通过两个剪切销与发动机连接，传递航向、侧向载荷。

如图2b所示并结合图1，吊挂后安装节30’在其上部与吊挂的框连接，下部与发动机连接。后安装节30’主要由前后两部分组成，每部分分别通过两个受拉螺栓与发动机连接，传递垂向载荷和发动机扭矩，通过剪切销与发动机连接，传递航向、侧向载荷。

上述传统构型的吊挂通过后安装节30’传递扭矩，为了有足够长的力臂传递扭矩，后安装节30’必须有较宽的宽度，导致了吊挂后缘外形较宽，影响了飞机的气动性能。而且，前安装节20’是独立于吊挂但连接至吊挂的单独部件，整个发动机安装结构较为厚重，难以降低发动机的油耗。

发明内容

本发明的一个目的是通过将前安装节与吊挂框的一体化设计来降低结构重量，另一个目的是通过前安装节而不是后安装节来传递发动机扭矩，从而减小后安装节的宽度，有利于缩小吊挂的后缘外形，同时满足大型客机发动机的高性能、低油耗的要求，第三个目的是提供一种具有等待破损安全设计功能的前安装节。

根据本发明的一个方面，提供一种与飞机吊挂一体化的前安装节，所述前安装节适于与飞机吊挂的前端框一体成型，并包括：

第一拉耳和第二拉耳，其分别从所述前端框的两侧向外突出；

第一连杆和第二连杆，其一端分别连接至第一拉耳和第二拉耳，另一端分别适于连接至航空发动机；

其中，第一连杆与第一拉耳在第一连接点处可枢转地连接，第二连杆与第二拉耳分别在第二连接点和第三连接点处连接。

在本发明的该方面，前安装节与吊挂的框一体化设计，既能传递垂向和侧向载荷，又能传递扭矩，克服了现有前安装节不传扭的缺点，并解除了后安装节的传扭功能，从而减小后安装节的宽度，从而使后安装节侵占发动机涵道空间较小，这样既有利于降低燃油消耗率，也有利于吊挂后缘的收缩，达到降低气动损失的目的。同时，由于前安装节与吊挂的框一体化设计，从而可以有效减少结构重量，降低起落架高度。

优选地，在所述第一连接点、第二连接点和第三连接点处分别穿过所述第一连杆和第二连杆的连接螺栓与设置于在这些连接点处形成于所述第一拉耳和第二拉耳上的安装孔内的衬套过渡配合。

进一步优选地，在所述第二连接点处的所述衬套包括位于所述安装孔内的外衬套和与所述连接螺栓过渡配合的内衬套，所述外衬套上下两端的内壁为平面，所述内衬套上下两端的外壁为平面，内衬套上下两端的外壁与外衬套上下两端的内壁过渡配合，内衬套左右两侧的外壁与外衬套左右两侧的内壁间隙配合。

在该优选方案中，两个衬套配合时上下两平面过渡配合，左右曲面间隙配合，从而保证了第二连接点只传递垂向载荷，不传递侧向载荷。侧向载荷只在第一连接点和第三连接点两个点传递，是一个静定的结构，传力清晰。

再进一步优选地，所述第一连杆与所述第一拉耳还在第四连接点处连接，第四连接点与所述第二连接点相对设置并分别位于所述第一连接点和所述第三连接点的内侧，在第四连接点处穿过第一连杆的连接螺栓与在第四连接点处设置于第一拉耳上的安装孔内的衬套间隙配合。