用于飞行器的推进组件和相应的飞行器的制作方法

本发明涉及将喷气发动机附接在飞行器的机翼下方的总体领域。本发明特别涉及一种推进组件，该推进组件包括喷气发动机(特别是涡轮扇发动机)、挂架以及旨在将喷气发动机附接在挂架下方的附接设备。本发明还涉及一种配备有这种推进组件的飞行器。

背景技术：

1、现有技术的推进组件紧固在飞行器的机翼下方，该飞行器具有喷气发动机和附接挂架，喷气发动机经由附接挂架紧固在机翼下方。通常，附接挂架具有刚性结构，该刚性结构也称为主结构，支承旨在附接喷气发动机的第一紧固元件。

2、这些第一紧固元件由前发动机附件、后发动机附件和用于对由喷气发动机产生的推力起反作用的设备形成。

3、附接挂架还具有第二紧固元件，允许附接挂架紧固到机翼。

4、喷气发动机在前部具有围绕环形风扇管道的风扇外壳，并且朝向后部具有较小尺寸的芯部外壳，该芯部外壳包围喷气发动机的芯部。

5、在所谓的“芯部”发动机挂架架构的情况下，前发动机附件插置在刚性结构的前端与所谓的“芯部外壳”的前上部之间，并且后发动机附件插置在刚性结构与同一芯部外壳的后上部之间。用于对由喷气发动机产生的推力起反作用的设备包括两个连杆，这两个连杆设置在喷气发动机的竖直中平面的两侧，并且一方面铰接在芯部外壳上，另一方面铰接在紧固到刚性结构的单个扩张器上。由两个连杆和扩张器形成的用于对推力起反作用的设备被设计成对在喷气发动机的纵向方向x上定向的全部力或大部分力起反作用。

6、前发动机附件在挂架的两侧具有连杆，并且每个连杆通过其端部中的一个端部以铰接方式紧固到挂架，并且通过其端部中的另一端部以铰接方式紧固到芯部外壳。连杆中的一个经由两个连接点紧固到挂架并且经由一个连接点紧固到芯部外壳，并且第二连杆经由一个连接点紧固到挂架并且经由一个连接点紧固到芯部外壳。

7、前发动机附件使得可以在其平面中对在y和z方向上定向的一些力以及扭矩mx起反作用。后发动机附件具有三角形钩链，该三角形钩链通过其上端部中的一个以铰接方式紧固到挂架，并且通过其下端部中的一个以铰接方式紧固到发动机。因此，该三角形钩链由挂架侧上的上连接点和发动机侧上的两个下点构成，上连接点在挂架的中平面上定位在挂架的下壁下方，两个下点在挂架的中平面的两侧定位在发动机壳体上。这种布置还使得可以在其平面中对在方向y和z上定向的一些力起反作用。

8、尽管这种结构是令人满意的，但是期望找到一种替代性布置，其使得可以减小发动机附件的体积，尤其是当发动机附件成为用于限定喷气发动机的内部和外部空气动力学形状的整流罩的限定元件时。

技术实现思路

1、本发明的目的是提出一种推进组件，该推进组件包括喷气发动机、挂架和附接设备，该附接设备旨在以减小的体积将喷气发动机附接在挂架下方。

2、为此，提出了一种用于飞行器的推进组件，所述推进组件具有：

3、-喷气发动机，该喷气发动机具有外壳，该外壳从前到后具有围绕纵向轴线的中间外壳和芯部外壳并且具有穿过纵向轴线的竖直中平面，其中，芯部外壳在中间外壳之后延伸并且具有较小的直径，以腾出中间外壳的后表面，

4、-附接挂架，该附接挂架具有刚性结构，该刚性结构具有前壁和在中平面的两侧的两个侧向壁，

5、-前发动机附件，该前发动机附件具有前配件，该前配件围绕芯部外壳定位并定位在芯部外壳上方并且定位于中间外壳之后，其中，前配件经由两个侧向紧固点以铰接方式紧固到后表面，并且经由上紧固区以刚性方式紧固到前壁，其中，上紧固区设置在中平面上的上部中，并且其中，侧向紧固点设置在中平面的两侧，以及

6、-中间发动机附件，该中间发动机附件包括两对连杆，其中，每对连杆设置在中平面的一侧并且具有前连杆和后连杆，其中，所述连杆中的每一个以铰接方式安装在前配件与刚性结构的位于同一侧的侧向壁之间。

7、利用这种布置，发动机附件的体积在旁路流中减小。

8、有利地，每个侧向紧固点提供枢转连接，该枢转连接的轴线与纵向轴线相交并且该枢转连接的轴线垂直于在该轴线与外壳之间的相交点处的外壳切线。

9、有利地，连杆与前配件之间的每个铰接采用枢转连接的形式，该枢转连接的轴线大致平行于位于同一侧的侧向紧固点的枢转连接的轴线。

10、根据特定实施例，推进组件具有前杆，该前杆布置在喷气发动机的上部中并且在中平面中，并且以铰接方式安装在刚性结构的前部与中间外壳的前部之间。

11、有利地，推进组件具有：剪切销，该剪切销具有固定到前配件的第一端部和朝前突出的第二端部，并且所述剪切销的轴线平行于纵向轴线，其中，剪切销的轴线在中平面中；以及切口，该切口形成在中间外壳中并且呈孔的形式，该切口的轴线平行于纵向轴线并且被布置成接纳剪切销的第二端部。

12、有利地，该孔呈具有竖直长轴和水平短轴的长圆形。

13、根据特定实施例，推进组件具有后发动机附件，该后发动机附件具有两个钩链，每个钩链带有两个紧固点，这两个钩链对称地设置在中平面的两侧，其中，每个钩链以铰接方式安装在刚性结构的靴部与外壳的突片之间。

14、根据特定实施例，推进组件具有：剪切销，该剪切销具有固定到前配件的第一端部和朝前突出的第二端部，并且所述剪切销的轴线平行于纵向轴线，其中，剪切销的轴线位于中平面中；以及切口，该切口形成在中间外壳中并且呈孔的形式，该切口的轴线平行于纵向轴线并且被布置成接纳剪切销的第二端部，并且推进组件具有后发动机附件，该后发动机附件具有一带有两个紧固点的钩链，该钩链设置在中平面上，其中，该钩链以铰接方式安装在刚性结构的靴部与外壳的突片之间。

15、有利地，该孔呈具有竖直长轴和水平短轴的长圆形。

16、本发明还提出一种飞行器，该飞行器具有机翼和根据前述变体之一所述的推进组件，该推进组件的刚性结构紧固在机翼下方。

技术特征：

1.一种用于飞行器(50)的推进组件(100)，所述推进组件(100)具有：

2.根据权利要求1所述的推进组件(100)，其特征在于，每个侧向紧固点(156a、156b)提供枢转连接，所述枢转连接的轴线与所述纵向轴线(x)相交并且所述枢转连接的轴线垂直于在所述枢转连接的轴线与所述外壳(103)之间的相交点处的所述外壳(103)的切线。

3.根据权利要求2所述的推进组件(100)，其特征在于，连杆与前配件(152a)之间的每个铰接采用枢转连接的形式，连杆与前配件之间的所述枢转连接的轴线大致平行于位于同一侧的侧向紧固点(156a、156b)的枢转连接的轴线。

4.根据权利要求1至3之一所述的推进组件(100)，其特征在于，所述推进组件具有前杆(170)，所述前杆布置在所述喷气发动机(102)的上部中并且在所述中平面(p)中，并且以铰接方式安装在所述刚性结构(106)的前部与所述中间外壳(103a)的前部之间。

5.根据权利要求4所述的推进组件(100)，其特征在于，所述推进组件具有：剪切销(176)，所述剪切销具有固定到所述前配件(152a)的第一端部和朝前突出的第二端部，并且所述剪切销的轴线平行于所述纵向轴线(x)，其中，所述剪切销(176)的轴线在所述中平面(p)中；以及切口(178)，所述切口形成在所述中间外壳(103a)中并且呈孔(179)的形式，所述切口的轴线平行于所述纵向轴线(x)并且被布置成接纳所述剪切销(176)的第二端部。

6.根据权利要求5所述的推进组件(100)，其特征在于，所述孔(179)呈具有竖直长轴和水平短轴的长圆形。

7.根据权利要求1至3之一所述的推进组件(100)，其特征在于，所述推进组件具有后发动机附件(180)，所述后发动机附件具有两个钩链，每个钩链带有两个紧固点，所述两个钩链对称地设置在所述中平面(p)的两侧，其中，每个钩链以铰接方式安装在所述刚性结构(106)的靴部与所述外壳(103)的突片之间。

8.根据权利要求1至3之一所述的推进组件(100)，其特征在于，所述推进组件具有：剪切销(176)，所述剪切销具有固定到所述前配件(152a)的第一端部和朝前突出的第二端部，并且所述剪切销的轴线平行于所述纵向轴线(x)，其中，所述剪切销(176)的轴线位于所述中平面(p)中；以及切口(178)，所述切口形成在所述中间外壳(103a)中并且呈孔(179)的形式，所述切口的轴线平行于所述纵向轴线(x)并且被布置成接纳所述剪切销(176)的第二端部，并且所述推进组件(100)具有后发动机附件(180)，所述后发动机附件具有带有两个紧固点的钩链，所述钩链设置在所述中平面(p)上，其中，所述钩链以铰接方式安装在所述刚性结构(106)的靴部与所述外壳(103)的突片之间。

9.根据权利要求8所述的推进组件(100)，其特征在于，所述孔(179)呈具有竖直长轴和水平短轴的长圆形。

10.一种飞行器(50)，所述飞行器具有机翼(52)和根据前述权利要求之一所述的推进组件(100)，所述推进组件的刚性结构(106)紧固在所述机翼(52)下方。

技术总结用于飞行器的推进组件和相应的飞行器。本发明涉及一种推进组件和具有这种推进组件的飞行器，推进组件具有：喷气发动机，喷气发动机具有中间外壳和在中间外壳后方的芯部外壳，中间外壳具有后表面；以及附接挂架，附接挂架具有前壁和两个侧向壁；前发动机附件，前发动机附件具有前配件，前配件经由两个侧向紧固点以铰接方式紧固到后表面，并且经由上紧固区以刚性方式紧固到前壁；以及中间发动机附件，中间发动机附件在每侧上包括前连杆和后连杆，其中，所述连杆中的每一个以铰接方式安装在前配件与侧向壁之间。利用这种布置，发动机附件的体积在旁路流中减小。技术研发人员：O·鲍蒂,L·阿戈斯蒂尼,J·科尔玛格罗受保护的技术使用者：空中客车运营简化股份公司技术研发日：技术公布日：2024/10/10