1.本发明涉及一种用于飞行器的组件，该组件具有机翼和用于将喷气发动机安装在该机翼下方的发动机吊挂架，并且涉及一种具有喷气发动机和这种用于将喷气发动机安装在机翼下方的组件的飞行器。
背景技术：
2.通常，对于飞行器，推进组件具有借助于发动机吊挂架紧固在飞行器的机翼下方的喷气发动机。发动机吊挂架通常由主结构构成，该主结构由箱和沿该箱分布的内部肋形成，该箱由上部翼梁、下部翼梁以及连接这两个翼梁的两个侧向面板构成。
3.喷气发动机藉由发动机附接件紧固在发动机吊挂架下方，发动机附接件常规地包括：在前部处的前部发动机附接件、在后部处的后部发动机附接件、以及在前部发动机附接件与后部发动机附接件之间的用于对推力产生反作用的组件，该组件包括用于吸收由喷气发动机产生的推力的反作用杆，这些反作用杆紧固至喷气发动机和靴形部两者，该靴形部固定至吊挂架的主结构。
4.紧固系统将发动机吊挂架紧固至机翼。此紧固系统对在发动机吊挂架与机翼的接口处的弯曲力矩和剪切载荷产生反作用并将其吸收。文件us-a-2016/0221682中描述了这种组件的示例。
5.在常规设计中，主箱和主结构具有复杂的形状，并且紧固系统相对笨重，并且因此期望找到使得可以减小多个不同的部件的尺寸的安装。
技术实现要素：
6.本发明的目的是提出一种用于飞行器的组件，该组件具有机翼和发动机吊挂架，该发动机吊挂架用于将喷气发动机安装在机翼下方并且具有用于紧固至机翼的更紧凑的器件。
7.为此目的，提出了一种用于将喷气发动机安装在飞行器的机翼下方的发动机吊挂架，所述发动机吊挂架具有：
[0008]-主结构，所述主结构形成箱并且具有右舷侧侧向面板、左舷侧侧向面板、上部翼梁、下部翼梁以及后部肋，所述后部肋在后部处封闭所述箱，
[0009]-第一组上部吊耳和第二组上部吊耳，其中，所述第一组上部吊耳在使用中将所述右舷侧侧向面板紧固至所述机翼的结构元件，并且其中，所述第二组上部吊耳在使用中将所述左舷侧侧向面板紧固至所述机翼的结构元件，
[0010]-第一组下部吊耳和第二组下部吊耳，其中，所述第一组下部吊耳在使用中将所述右舷侧侧向面板紧固至所述机翼的结构元件，并且其中，所述第二组下部吊耳在使用中将所述左舷侧侧向面板紧固至所述机翼的结构元件，
[0011]-紧固元件，所述紧固元件固定至所述后部肋或所述下部翼梁，
[0012]-后部杆，所述后部杆将所述紧固元件连接至所述机翼的结构元件，以及
[0013]-横向吊耳，所述横向吊耳将所述上部翼梁连接至所述机翼的结构元件，其中，所述横向吊耳的两个中心的连线相对于所述发动机吊挂架的纵向轴线横向地定向，
[0014]-加强面板，所述加强面板在右舷侧侧向面板或左舷侧侧向面板与所述第一组上部或下部吊耳或第二组上部或下部吊耳的吊耳之间的每个接合处，所述加强面板沿高度抵靠所述右舷侧侧向面板或所述左舷侧侧向面板而被紧固，并且所述第一组上部或下部吊耳或所述第二组上部或下部吊耳的所述吊耳也紧固至所述加强面板。
[0015]
使用这种发动机吊挂架，于是可以获得均衡的组件和体积减小的紧固系统。
[0016]
有利地，所述第一组上部吊耳和所述第二组上部吊耳的上部吊耳相对于完全水平的轴线以0
°
与45
°
之间的倾斜度定向，并且其优选地基本上水平地定向。
[0017]
有利地，所述第一组上部吊耳和所述第二组上部吊耳的吊耳各自在其所紧固至的所述侧向面板的延续部中对齐。
[0018]
有利地，所述第一组下部吊耳和所述第二组下部吊耳的下部吊耳相对于完全竖直的轴线以0
°
与30
°
之间的倾斜度定向，并且其优选地基本上竖直地定向。
[0019]
有利地，所述第一组下部吊耳和所述第二组下部吊耳的吊耳各自在其所紧固至的所述侧向面板的延续部中对齐。
[0020]
本发明还提出了一种具有喷气发动机和根据前述变体之一所述的组件的飞行器，其中，该喷气发动机紧固至发动机吊挂架下方。
附图说明
[0021]
在阅读以下对示例性实施例的描述之后，将更加清楚地显现本发明的上述特征以及其他特征，所述描述参照附图给出，在附图中：
[0022]
图1是根据本发明的飞行器的侧视图，
[0023]
图2是根据本发明的第一实施例的紧固至飞行器的机翼的发动机吊挂架的透视侧视图，
[0024]
图3从另一侧示出了根据本发明的第一实施例的发动机吊挂架的透视图，
[0025]
图4以截面示出了根据本发明的第一实施例的发动机吊挂架的透视前视图，其中，该截面与图2中的平面iv相对应，并且
[0026]
图5示出了根据本发明的第二实施例的发动机吊挂架的透视侧视图。
具体实施方式
[0027]
图1示出了具有推进系统100的飞行器10，该推进系统具有通过发动机吊挂架106而被紧固至飞行器10的机翼104的喷气发动机102。机翼104和发动机吊挂架106形成根据本发明的组件，并且喷气发动机102紧固在发动机吊挂架106下方。
[0028]
在以下描述中，关于位置的术语是相对于处于正常飞行位置的飞行器来考虑的，即如图1所示，并且“前部”和“后部”位置是相对于喷气发动机的前部和后部来考虑的、并且当喷气发动机102在操作中时是相对于飞行器10的向前移动方向f来考虑的。
[0029]
在以下描述中，并且按照惯例，x方向是喷气发动机的纵向方向，该方向与所述喷气发动机的纵向轴线平行，y方向是横向方向，当飞行器在地面上时，该方向是水平的，并且z方向是竖直方向，当飞行器在地面上时，该方向是竖直的，这三个方向x、y以及z相互正交。
[0030]
喷气发动机102具有关于其纵向轴线呈现回转对称性的形状。
[0031]
如图2所示，发动机吊挂架106包括形成箱的刚性结构202、也称为主结构。主结构202由上部翼梁204、下部翼梁206、以及连接这两个翼梁204和206的两个侧向面板208a-b形成。主结构202还可以具有内部肋，这些内部肋分布在主结构202的内部并且紧固至翼梁204和206以及侧向面板208a-b。因此，存在右舷侧侧向面板208a和左舷侧侧向面板208b。根据附图中未示出的构型，上部翼梁204是大致平坦的、即上部翼梁204不是弯曲的。
[0032]
图2还示出了以点划线示出的机翼104的结构。机翼104的结构具有前部翼梁210和肋212。前部翼梁210通常在与yz平面平行的平面中，肋212通常在与xz平面平行的平面中。机翼104的结构由被紧固至所述结构的吸力侧面板214和压力侧面板216所覆盖。
[0033]
在此处所示的本发明的实施例中，主结构202由金属制成，但是该主结构还可以由复合材料制成。
[0034]
主结构202通过发动机附接件支撑喷气发动机102，发动机附接件可以具有常规设计、比如文件us-a-2016/0221682中所披露的那些发动机附接件。
[0035]
图2、图3和图4示出了发动机吊挂架106的紧固系统250，该紧固系统将发动机吊挂架106连接至机翼104。
[0036]
紧固系统250具有第一组上部吊耳或连杆252和第二组上部吊耳或连杆254，这两组上部吊耳或连杆提供双剪切接合/连接。
[0037]
在使用中，第一组上部吊耳252将右舷侧侧向面板208a链接、即在使用中紧固至机翼104的结构元件210。在这种情况下，机翼104的结构元件是前部翼梁210，并且通过被紧固至机翼104的所述结构元件210的第一支撑件256实现连接/接合。
[0038]
在使用中，第二组上部吊耳254将左舷侧侧向面板208b链接、即在使用中紧固至机翼104的结构元件210。在这种情况下，机翼104的结构元件是前部翼梁210，并且通过也被紧固至机翼104的所述结构元件210的第二支撑件258实现连接。
[0039]
第一支撑件256和第二支撑件258在这种情况下采取紧固在前部翼梁210的前部处的配件的形式。
[0040]
上部吊耳252和254通过延伸穿过多个不同的元件中的孔口的栓或其他结构而接合至侧向面板208a-b和支撑件256、258。
[0041]
上部吊耳252和254在x/z平面上定向，并且上部吊耳中的每一个都与机翼104的肋212的芯部对齐、并且与其所紧固至的侧向面板208a-b对齐。更具体地，每个上部吊耳252、254平行于侧向面板208a-b之一延伸，并且在所述侧向面板208a-b的延续部中对齐。
[0042]
因此，上部吊耳252和254(在吊挂架侧)各自在其所紧固至的侧向面板208a-b的延续部中对齐，并且(在机翼104侧)面向机翼104的至少一个结构元件210沿水平纵向轴线定位。
[0043]
上部吊耳252和254基本上水平地定向，即单个上部吊耳252、254的两个中心的连线基本上水平。然而，这些上部吊耳252和254可以相对于完全水平的轴线以0
°
与45
°
之间的倾斜度定向。
[0044]
紧固系统250包括第一组下部吊耳或连杆260和第二组下部吊耳或连杆262。
[0045]
在使用中，第一组下部吊耳260将右舷侧侧向面板208a紧固至机翼104的结构元件210、216。在这种情况下，机翼104的结构元件210、216是横过压力侧面板216的前部翼梁
210，并且通过被紧固至所述结构元件210、216的第一附加支撑件而实现连接。
[0046]
在使用中，第二组下部吊耳262将左舷侧侧向面板208b紧固至机翼104的结构元件210、216。在这种情况下，机翼104的结构元件210、216是横过压力侧面板216的前部翼梁210，并且通过也被紧固至机翼104的所述结构元件210、216的第二附加支撑件264而实现连接。在图2至图4中，仅可见与第二组下部吊耳262相对应的附加支撑件264。
[0047]
第一附加支撑件和第二附加支撑件264在这种情况下采取紧固在横过压力侧面板216的前部翼梁210下方的配件的形式。
[0048]
下部吊耳260、262通过延伸穿过多个不同的元件中的孔口的栓或其他结构而接合至侧向面板208a-b和附加支撑件264。
[0049]
每个下部吊耳260、262在z方向上定向，并且与机翼104的前部翼梁210的芯部和每个下部吊耳所紧固至的侧向面板208a-b对齐。更具体地，每个下部吊耳260、262平行于侧向面板208a-b之一延伸，并且在所述侧向面板208a-b的延续部中对齐。
[0050]
因此，下部吊耳260、262(在吊挂架侧)各自在其所紧固至的侧向面板208a-b的延续部中对齐，并且(在机翼104侧)面向机翼104的至少一个结构元件210、216沿竖直轴线定位。
[0051]
下部吊耳260和262基本上竖直地定向，即单个下部吊耳260、262的两个中心的连线基本上竖直。然而，这些下部吊耳260和262可以相对于完全竖直的轴线以0
°
与30
°
之间的倾斜度定向。
[0052]
主结构202具有后部肋268，该后部肋在后部处、在侧向面板208a-b之间对箱进行封闭。
[0053]
紧固系统250还具有紧固元件270，根据图2至图4中所示的第一实施例，该紧固元件固定至后部肋268，并且在该箱的外部上、朝向后部定向。在此第一实施例中，紧固元件270采取后部u形夹的形式。
[0054]
在图5所示的第二实施例中，紧固元件270被固定至下部翼梁206并且采取在下部翼梁206的纵向延续部中延伸的叶片的形式，并且在该箱的外部上、朝向后部定向。
[0055]
紧固系统250还具有后部杆272，该后部杆在使用中将紧固元件270连接至机翼104的结构元件，并且该后部杆在x/z平面中定向。
[0056]
后部杆272具有第一端部和第二端部，该第一端部以铰接的方式安装在紧固元件270上，该第二端部以铰接的方式安装在配件274上，该配件紧固至机翼104的结构元件、在这种情况下特别地紧固至机翼104的压力侧面板216。后部杆272在这种情况下通过配件274连接至结构元件。
[0057]
后部杆272的纵向方向、即所述后部杆272的两个铰接的中心的连线通常在与机翼104的连接处、即在配件274处与压力侧面板相切。在另一方面，为了防止断裂和扩张的情况(所谓的“失效模式”)，后部杆272可以由两个芯部构成，这两个芯部彼此分开但通过常规的栓接系统(此处不详细描述)连接至彼此，以便形成根据多种不同的情况和载荷状况而工作的仅一个部件。后部杆272还可以具有切口(附图中未示出)，以便减轻紧固系统的重量。
[0058]
紧固系统250还包括横向吊耳302(仅在图3、图4和图5中可见)，该横向吊耳在发动机吊挂架106的横向方向y上定向，并且在使用中将发动机吊挂架106的上部翼梁204连接至机翼104的结构元件、并且在这种情况下更具体地连接至压力侧面板216。
[0059]
横向吊耳302在y方向上、即相对于发动机吊挂架106的纵向轴线横向地定向，并且该横向吊耳实际上与压力侧面板216平行。横向吊耳302的一个端部通过被紧固至上部翼梁204的第一u形夹304而连接至上部翼梁204，并且横向吊耳302的另一端部通过被紧固至压力侧面板216的第二u形夹306而连接至压力侧面板216。更具体地，横向吊耳302的一个端部藉由大致沿x轴线延伸的销303并且通过第一u形夹304而连接至上部翼梁204，横向吊耳302的另一端部藉由大致沿x轴线延伸的销305并且通过第二u形夹306而连接至机翼104的压力侧面板216。销303穿过第一u形夹304的第一凸耳307a，然后穿过横向吊耳302中的沿x轴线开口的第一开口，并且最后穿过第一u形夹304的第二凸耳307b。销305穿过第二u形夹306的第一凸耳309a，然后穿过横向吊耳302中的沿x轴线开口的第二开口308b，并且最后穿过第二u形夹306的第二凸耳309b。横向吊耳302的两个中心(开口)的连线相对于发动机吊挂架106的纵向轴线横向地定向。例如，横向吊耳302的两个中心的连线大致沿y轴线定向。
[0060]
因此，使用这种紧固系统250，通过两个上部吊耳252和254以及横向吊耳302的组合的载荷确保关于z轴线的弯曲力矩(被称为“mz”)的反作用，通过两个下部吊耳260和262以及横向吊耳302的组合的载荷确保关于x轴线的扭转力矩(被称为“mx”)的反作用，并且最后，通过上部吊耳252和254、后部杆272以及下部吊耳260和262的组合的载荷确保关于y轴线的弯曲力矩(被称为“my”)的反作用。
[0061]
具有这种特定布置的紧固系统250的优点是，发动机吊挂架106的主结构202在六个载荷引入处中的每一个载荷引入处、即在每个吊耳处具有单向的载荷，以便以六个自由度独立地反作用，这提供了静态确定的紧固系统。此外，这种布置不那么笨重并且易于定尺寸。此外，这种布置使得吊挂架主结构箱紧凑、特别是沿水平纵向轴线。
[0062]
以此方式，发动机吊挂架的主结构202在六个载荷引入处的每一个载荷引入处经受单向载荷，以便以六个自由度独立地反作用，这提供了被称为“均衡”的静态确定的系统。
[0063]
此外，在吊耳被置于主结构202上的合适位置之前，仅存在一个主结构，并且可以相对于右舷侧机翼或左舷侧机翼以相同的方式将该主结构置于合适位置。换言之，无论机翼的后掠如何，发动机吊挂架对于右舷侧机翼或左舷侧机翼是相同的。
[0064]
为了提高安全性(“故障保险”)，特别是在侧向面板208a-b断裂或破裂的情况下，每个侧向面板208a-b在与吊耳252、254、260、262的接合处通过加强面板280a-d加强，该加强面板特别地通过焊接、铆钉等沿侧向面板208a-b的高度紧固至侧向面板并且具有用于紧固吊耳252、254、260、262的孔口。因此，在侧向面板208a-b在接合处断裂的情况下，加强面板280a-d将接替。