1.本发明涉及一种用于翼吊飞行器吊挂和机翼连接的接口结构形式，并且更具体地涉及一种飞行器吊挂接口组件，该接口组件用于连接翼吊飞行器的吊挂和机翼。
2.另外，本发明还涉及一种包括这种飞行器吊挂接口组件的飞行器吊挂。
背景技术：
3.吊挂是航空发动机与飞行器机翼之间的连接结构，用于传递发动机载荷，提供发动机至飞行器的各系统通路、并保证光滑气动外形。
4.在进行吊挂结构设计时，最为关键的是要保证吊挂盒段能有效地传递发动机载荷。吊挂盒段需具有足够的强度和稳定性，而且必须满足破损安全的要求，尽可能减少对机翼的影响和提供充足的系统管路通道，同时还应满足制造、装配相对简单和维护性易操作等要求。
5.现有技术的吊挂结构主要为非静定吊挂结构和静定吊挂结构。
6.在两种形式的吊挂盒段结构中，盒段均为扭力盒式结构，吊挂通过接头和连杆连接机翼，为非静定连接；吊挂整体上为一盒式结构，通过接头与机翼连接，为静定结构。以上两种吊挂结构各有优势，
7.非静定形式连接接口形式因包含连杆导致重量重，采用超静定连接，接头较多、装配较为困难、传力复杂，但有明确的应急断离方式；静定吊挂属可通过备件满足多传力路径要求、传力简单、装配相对简单，但应急断离方式不明确。以上两种吊挂结构均是通过大量零件(散件)组合并用紧固件连接装配，造成制造装配周期长和设计重量较重。以上任一构型的吊挂结构均不能兼具两种构型的优点。
8.在由空中客车运营简化股份公司与2019年6月24日提交的，公开号为cn110775285a的发明专利申请中，公开了一种飞行器的推进组价，包括吊挂架、安装件和安装系统。该超静定形式的连接接口形式因包含连杆导致重量重，采用超静定连接，接头较多，装配较为困难，传力复杂。虽然有应急断离方式，但应急断离方式不明确。
9.因此，仍然需要一种克服现有技术中的一个或多个缺点的飞行器吊挂接口组件，以便减轻飞行器吊挂接口组件的重量、减少接口数量、降低装配复杂度且力传递关系，并且使应急断离方式明确。
技术实现要素：
10.本发明的目的是提供了一种飞行器吊挂接口组件，该飞行器吊挂接口组件可以包括：支座组件，支座组件将吊挂附连到机翼，使得支座组件限制吊挂相对于机翼在航向方向x和竖直方向z上的运动；以及止挡组件，止挡组件设置在吊挂与机翼之间，使得止挡组件限制吊挂相对于机翼在侧向方向y上的运动，其中，支座组件与止挡组件形成将吊挂附连到机翼的超静定接口形式。通过这种超静定接口形式，飞行器吊挂接口组件能够降低装配难度，减少接头数量，并且具有明确的应急断离方式。
11.根据本发明的上述方面，较佳地，支座组件可以在彼此间隔开的至少3个点处将吊挂附连到机翼。因此，在任一组支座组件失效时，剩余结构仍可以承受期望的载荷，以限制吊挂相对于机翼在航向方向x和竖直方向z上的运动。
12.根据本发明的上述方面，较佳地，为了在满足预定性能要求的同时便于支座组件的制作和组装，支座组件可以包括凸耳和枢转轴，凸耳固定到吊挂或与吊挂整体形成，并且借助枢转轴枢转地附连到机翼的凸起。
13.根据本发明的上述方面，较佳地，凸起形成为枢转地附连到机翼的带孔突片的形式，从而更便于将凸起配合到支座组件。
14.根据本发明的上述方面，较佳地，凸耳为双凸耳的形式，使得凸起设置在双凸耳的中间，通过使凸起插入到双凸耳之间，使得单个凸起与双凸耳之间能够实现围绕枢转轴的转动。
15.根据本发明的上述方面，较佳地，支座组件可以包括在航向方向x和侧向方向y上对称布置的4个凸耳，并且相应地设置4个凸起。这样，进一步增加了支座组件的冗余度设计，在任一组支座组件失效时，剩余结构仍可以承受限制载荷，以限制吊挂相对于机翼在航向方向x和竖直方向z上的运动。
16.根据本发明的上述方面，较佳地，枢转轴可以为螺栓，并且支座组件还可以包括与螺栓协配的螺母。这种结构可以用作止挡组件的备份，以便在止挡组件失效时，限制吊挂相对于机翼在侧向方向y上的运动。另外，螺栓可以是支座组件的薄弱点，这样，在应急断离工况下，主要考虑航向方向x和竖直方向z上的载荷，使得支座组件的螺栓(或其它紧固件)首先破坏，从而实现应急断离。
17.根据本发明的上述方面，较佳地，为了便于止挡组件的支座和组装，并且在根据本发明的飞行器吊挂接口组件中增加约束以形成超静定连接形式，止挡组件可以包括止挡销和与止挡销协配的插入槽，其中，止挡销附连到机翼，而插入槽设置在吊挂上，并且限制止挡销相对于插入槽的侧向运动，而不承受航向及垂向载荷。
18.根据本发明的上述方面，较佳地，止挡组件包括在航向方向x上一前一后布置的两个止挡销和两个插入槽。因此，在任一组止挡组件失效时，剩余结构仍可以承受载荷，以限制吊挂相对于机翼在侧向方向y上的运动。
19.根据本发明的另一方面，提供了一种包括上述方面的飞行器吊挂接口组件的飞行器吊挂。
20.综上所述，根据本发明的飞行器吊挂接口组件重量轻、接口少、装配简单且力传递关系简单，并且应急断离方式明确。
附图说明
21.图1是根据本发明的非限制性实施例的飞行器吊挂接口组件的示意性正视图；
22.图2是根据本发明的非限制性实施例的飞行器吊挂接口组件的示意性立体图；
23.图3是根据本发明的非限制性实施例的飞行器吊挂接口组件的示意性端视图；
24.图4是根据本发明的非限制性实施例的飞行器吊挂接口组件的示意性俯视图；以及
25.图5是根据本发明的非限制性实施例的止挡组件的示意图。
26.上述附图仅仅是示意性的，未严格按照比例绘制。
27.图中的附图标记在附图和实施例中的列表：
28.100
‑
飞行器吊挂接口组件，包括；
29.10
‑
支座组件，包括；
30.11
‑
凸耳
31.12
‑
枢转轴
32.20
‑
止挡组件；
33.21
‑
止挡销；
34.22
‑
插入槽；
35.200
‑
吊挂；
36.300
‑
机翼，包括；
37.301
‑
凸起；
38.x
‑
航向方向
39.y
‑
侧向方向
40.z
‑
竖直方向。
具体实施方式
41.应当理解，除非明确地指出相反，否则本发明可以采用各种替代的取向和步骤顺序。还应当理解，附图中所示及说明书中的具体装置仅是本文公开和限定的发明构思的示例性实施例。因而，除非另有明确的声明，否则所公开的各种实施例涉及的具体运动路径、方向或其它物理特征不应被视为限制。
42.下面结合附图具体说明本发明的非限制性实施例的飞行器吊挂接口组件100。
43.图1
‑
4是根据本发明的非限制性实施例的飞行器吊挂接口组件100从不同角度观察的视图。
44.如图所示并且根据本发明的较佳实施例，飞行器吊挂接口组件100可以包括支座组件10和止挡组件20。
45.在该实施例中，支座组件10可以用于将吊挂200附连到机翼300，使得支座组件10能够限制吊挂200相对于机翼300在航向方向x和竖直方向z上的运动。
46.根据图1
‑
4中示出的实施例并且作为较佳示例，支座组件10可以包括凸耳11和枢转轴12，凸耳11可以固定到吊挂200或与吊挂200整体形成，并且借助枢转轴12枢转地附连到机翼300的凸起301。
47.例如，凸起301可以形成为枢转地附连到机翼300的带孔突片(或凸耳)的形式。在替代实施例中，凸起301可以固定地附连到机翼300，或者与机翼300成整体。另外，凸耳11可以是双凸耳的形式，使得凸起301设置在双凸耳的中间。这样，凸耳11与凸起301借助枢转轴12配合在一起以将吊挂200附连到机翼300。
48.根据本发明的较佳实施例，枢转轴12可以为螺栓，并且支座组件10还可以包括与螺栓协配的螺母，以便将吊挂200可靠低附连到机翼300。另外，螺栓可以是支座组件10中结构强度最低的结构件，使得在应急断离工况下，螺栓首先失效，实现吊挂200与机翼300的脱开。
49.如图4中更清楚地示出的，支座组件10可以包括在航向方向x和侧向方向y上对称布置的4个凸耳11，并且相应地设置4个凸起301。每对凸耳11和凸起301均限制吊挂200相对于机翼300在航向方向x和竖直方向z上的运动。
50.在替代实施例中，支座组件10可以包括在航向方向x和侧向方向y上对称布置的3个、5个或6个凸耳11，并且相应地设置相应数量的凸起301。当然本领域技术人员也可以设置其它数量的凸耳和凸起。
51.在其它实施例中，凸耳11可以附连到机翼300或与机翼300整体形成，而凸起301可以固定地附连到吊挂200或与吊挂200整体形成。
52.凸耳11、枢转轴12和凸起301可以采用与吊挂200或机翼300的材料相同的材料制成，例如，铝合金等，并且可以采用本领域已知的任何加工方式，只要使得其强度满足将吊挂200可靠地附连到机翼300并符合预定的强度条件即可。另外，虽然附图中示出的4组支座组件10具有相同的结构和形状，但是在替代实施例中它们也可以不同。
53.另外，虽然在结合附图1
‑
4示出的较佳实施例中，支座组件10包括凸耳11、枢转轴12和凸起301，然而，本领域技术人员能够设想其它类似的替代结构，只要使得该支座组件10能够限制吊挂200相对于机翼300在航向方向x和竖直方向z上的运动，并能实现期望的应急断离即可。换言之，该止挡组件20仅吊挂200相对于机翼300在航向方向x和竖直方向z上的运动，而不限制吊挂200相对于机翼300在侧向方向y上的运动，并且在应急断离工况下，支座组件10首先失效，从而实现吊挂200与机翼300的应急脱开。
54.图5是根据本发明的非限制性实施例的止挡组件20的示意图。
55.根据本发明的较佳实施例并且作为非限制性示例，止挡组件20可以设置在吊挂200与机翼300之间，使得止挡组件20能够限制吊挂200相对于机翼300在侧向方向y上的运动。
56.如图所示，并且作为本发明的较佳实施例，止挡组件20可以包括止挡销21和与止挡销21协配的插入槽22。例如，止挡销21可以附连到机翼300，而插入槽22可以设置在吊挂200上，并且限制止挡销21相对于插入槽22的侧向运动。
57.如图5中更详细地示出的，止挡销21示出为圆柱形的销的形式，而插入槽22形成为长圆形的开口，并且止挡销21的直径能够无间隙地配合到插入槽22中。然而应当理解，该形状仅是示意性的，本领域技术人员可以采用任何合适的形状，例如方形等。
58.在替代实施例中，止挡销21可以附连到吊挂200，而插入槽22可以设置在机翼300上，并且限制止挡销21相对于插入槽22的侧向运动，从而限制吊挂200相对于机翼300在侧向方向y上的运动。
59.在图5示出的较佳实施例中，止挡组件20包括在航向方向x上一前一后布置的两个止挡销21(例如第一止挡销和第二止挡销)和两个插入槽22(例如第一插入槽和第二插入槽)。同样地，两个止挡销21可以附连到机翼300，而两个插入槽22可以设置在吊挂200上。当然，本领域技术人员可以设置其它数量的止挡销21和止挡槽22，而不偏离本发明的范围，例如1个、3个、4个等。另外，虽然附图中示出的第一止挡销和第二止挡销具有相同的结构和形状，但是它们也可以不同。
60.同样地，止挡销21可以采用与吊挂200或机翼300的材料相同的材料制成，例如，铝合金等，并且可以采用本领域已知的任何加工方式，只要使得其强度能够限制吊挂200相对
于机翼300在侧向方向y上的运动并符合预定的配合条件即可。
61.这样，支座组件10与止挡组件20形成将吊挂200附连到机翼300的超静定接口形式，即几何形状不变，但有多余约束的结构体系。
62.另外，虽然在结合附图示出的较佳实施例中，止挡组件20包括止挡销21和与止挡销21协配的插入槽22，然而，本领域技术人员能够设想其它类似的替代结构，只要使得该止挡组件20能够限制吊挂200相对于机翼300在侧向方向y上的运动即可。换言之，该止挡组件20仅限制吊挂200相对于机翼300在侧向方向y上的运动，而不限制吊挂200相对于机翼300在航向方向x和竖直方向z上的运动。
63.根据如上结合附图描述的非限制性实施例，支座组件10主要承受航向和垂向载荷，止挡组件20主要承受侧向载荷，不能承受航向载荷。吊挂200与机翼300连接的四个支座组件10及紧固件属于破损安全设计，任意一组接头或连接件失效，剩余结构仍可以承受限制载荷。
64.如上所述，由于侧向载荷只通过止挡组件20(例如剪切销)传递，而航向和竖直载荷(垂向载荷)只通过支座组件10承受，与原超静定吊挂形式不同。
65.在应急断离工况下，主要考虑航向及垂向载荷，支座组件10破坏，例如用于将凸耳11附连到凸起301的紧固件破坏，实现应急断离。
66.如本文所用，用于表示顺序的用语“第一”或“第二”等仅仅是为了使本领域普通技术人员更好地理解以较佳实施例形式示出的本发明的构思，而非用于限制本发明。除非另有说明，否则所有顺序、方位或取向仅用于区分一个元件/部件/结构与另一个元件/部件/结构的目的，并且除非另有说明，否则不表示任何特定顺序、安装顺序、方向或取向。例如，在替代实施例中，“第一止挡销”可以用来表示“第二止挡销”。
67.综上所述，根据本发明的实施例的飞行器吊挂接口组件100克服了现有技术中的缺点，实现了预期的发明目的。
68.虽然以上结合了较佳实施例对本发明的飞行器吊挂接口组件进行了说明，但是本技术领域的普通技术人员应当认识到，上述示例仅是用来说明的，而不能作为对本发明的限制。因此，可以在权利要求书的实质精神范围内对本发明进行各种修改和变型，这些修改和变型都将落在本发明的权利要求书所要求的范围之内。