專利名稱：具有被振蕩地安裝在機身上的發(fā)動機支承結構的飛行器后部的制作方法
技術領域：
本發(fā)明總體涉及飛行器的后部，該后部裝備了支承于其機身上的發(fā)動機。
背景技術：
為了實現所述飛行器的后部，現有技術已經提出，在機身和各發(fā)動機之間插入懸桿。在所述結構中，所述桿直接被固定在機身上。為了確保把驅動力傳遞至機身，被證實必須同時對所述桿、對機身的支撐其的部分以及插在這些元件之間的固定裝置進行重要的尺寸設定。由此會導致阻力，并造成對飛行器整體空氣動力性能不利。另一方案在于設置穿過機身以及由該機身確定的飛行器內部空間的發(fā)動機支承結構。在穿過機身兩開口的通道高度上，借助多個相似的固定螺栓或構件，橫穿的結構被夾板固定在機身上。然而，盡管所述方法，相比以上描述的方法，能允許稍微減輕機身分別在兩開口高度上引起的力，特別是沿支承結構方向定向的力，開口框架依然承受強烈的局部力。因此必須設定較大的組裝尺寸，尤其對開口框架和圍繞其的機身部分是這樣，從而不利于飛行器
的整體重量。此外，所述方案使得難以隔離機身和由發(fā)動機與支承結構構成的震動組件之間的震動。因此，較大的震動可能被傳遞至機身，從而具有使飛行器的乘客感到環(huán)境不舒適的風險。

發(fā)明內容
本發(fā)明的目的因此在于提出一種飛行器的后部，相對于以前技術的實施方式，其能至少部分彌補上述提到的缺點
為此，本發(fā)明的目的在于提出一種飛行器后部，其包括-確定飛行器內部空間的機身；-至少兩個發(fā)動機；-在第一和第二開口的高度上穿過所述機身的發(fā)動機支承結構，所述開口造所述機身上且分布在飛行器豎直中面(P)的兩側，所述支承結構具有相對的第一端和第二端；-所述支承結構的相對的所述第一和第二端分別凸出于機身外部，分別位于豎直中面的兩側且支承所述發(fā)動機之一。-把所述支承結構連接在機身上的緊固裝置。根據本發(fā)明，所述緊固裝置包括兩傳力連桿，從飛行器后部正面看，所述兩個傳力連桿分別位于豎直中面(P)的兩側且優(yōu)選地相對于所述平面對稱，各連桿具有沿平行于飛行器縱向(X)的旋轉軸線被可旋轉地安裝在所述支承結構上的第一端，以及沿平行于飛行器縱向(X)的旋轉軸線被可旋轉地安裝在機身上，距離第一和第二開口一段距離的第二端。此外，所述飛行器后部被設計得能通過連桿圍繞所述旋轉軸線的旋轉，允許由支承結構
4和所述發(fā)動機構成的組件相對于所述機身穿過機身的所述第一和第二開口的振幅有限的振蕩運動。因此，本發(fā)明的創(chuàng)造性基本在于允許由支承結構和發(fā)動機構成的組件，相對于機身以有限的振幅自由振蕩。在飛行中，組件的震動因此通過這樣的振蕩運動表現出來，在所述振蕩運動過程中，優(yōu)選地，所述震動不被直接傳遞至被發(fā)動機支承結構穿過的機身開口， 而是在抵達機身前，被傳力連桿被傳遞。這種連桿的傳遞能非常有效地過濾/減緩震動。由此為飛行器乘客帶來舒適度的改善。根據遇到的需要，對所允許的振蕩運動固定振幅的限定范圍，在此過程中，組件不直接加載于其穿過的機身開口上。以優(yōu)選的示例而言，可以在飛行的正常條件下，使震動組件的振蕩從不抵達有限振幅運動的兩極端位置之間，僅在施加較強的靜態(tài)負載時，例如可能在湍流的情況下，因此才可抵達所述極端位置。在附圖的后一種情況下，力可以通過震動組件直接被傳遞至機身開口上。此外，連桿保證在飛行器的橫向和豎直方向上傳遞力。由此有利地使得通過支承結構直接傳遞至機身開口框架上的力的強度減小，甚至減為零，從而允許機身開口框架具有比從前框架更小的尺寸設定。實際上，在正常的飛行條件下，優(yōu)選地，由本發(fā)明特定連桿傳遞的豎直和橫向力總和，把所述力引到機身上遠離開口的位置上。因而使機身開口框架內部的應力集中基本最小化。另一方面，為了使垂直于機身開口的發(fā)動機支承結構內部的應力集中最小化，優(yōu)選地可以使連桿的第一端同樣被安裝在遠離開口的所述支承結構上。受到較少局部作用的結構因此可以在垂直于開口的方向具有較小的尺寸，以獲得較大的重量節(jié)省。根據優(yōu)選的實施方式，所述傳力連桿是平行的，且所述振蕩運動呈圓形平移。根據另一優(yōu)選的實施方式，所述傳力連桿從飛行器后部的正面觀看相互傾斜，從而在一匯合點上匯合。在振蕩運動的沖程末端，當結構抵靠在機身上時，可以允許把力以更靠近機身切線的方向引入機身中，從而使所需的結構性加固件最小化，并同時允許振蕩運動。在該實施方式中，所述傳力連桿分別以小于30°的角相對于飛行器的豎直方向傾斜。較小的傾斜度可獲得接近圓形平移的振蕩運動，對于這種運動，連桿的牽引負載和壓縮負載更好地可非常小，因此保證更好地過濾震動。在該構型中，組件的運動可看作類似于旋轉運動，所述旋轉運動的旋轉中心在運動中發(fā)生移動，且旋轉中心的移動受兩連桿之間所選擇的匯合角度的影響。需注意，匯合點的位置本身在組件平衡運動中也發(fā)生振蕩?？梢哉{節(jié)連桿的匯合方向，以便同時調節(jié)由連桿構成的振蕩器本身的頻率，以及調節(jié)必要的運行間隙，限制豎直震動分量的振幅，限制連桿及其支架元件內的應力，并最后調節(jié)回彈力，以使系統(tǒng)獲得更好的穩(wěn)定性。優(yōu)選地，所述傳力連桿保證由支承結構和所述發(fā)動機構成的組件被懸掛在機身上。因此，各傳力連桿被安裝在所述支承結構的上方，同樣也可以設想相反的情況。在懸掛的情況下，振蕩運動可看作與由連桿懸掛在機身上的組件的平衡運動相似。優(yōu)選地，所述振蕩運動的有限振幅可以例如僅沿飛行器的橫向，允許由支承結構和所述發(fā)動機構成的組件在其兩端部位置之間，在所述相同的橫向方向上一小于30mm的移動。自然地，從上文可知，當在飛行器的橫平面內發(fā)生振蕩運動時，組件可以同時沿豎直方向相對于機身移動。在所述情況下，優(yōu)選地是使橫向方向上的移動比豎直方向上的移動更大，所述移動之間的比值可保持為大于2。根據優(yōu)選的實施方式，所訴振蕩運動的振幅限制范圍，由安裝在支承結構和機身上的止擋系統(tǒng)保證。因此，當震動組件未抵達限定振幅的振蕩運動的兩端部位置之一，止擋系統(tǒng)保持不被致動，而一旦抵達所述兩位置之一，所述止擋系統(tǒng)則可被致動。優(yōu)選地，如上所述，飛行器后部被設計得能使由支承結構和所述發(fā)動機構成的組件的所有位置都在限定振幅的振蕩運動的兩端部位置之間，沒有力會被所述組件直接傳遞至機身開口。根據第二優(yōu)選的實施方式，設有限制組件振幅的裝置，其具有沿給定方向在振蕩組件的連接構件和機身上的反向連接構件之間延伸的結構，所述結構可在所述給定方向上彈性變形，且具有從所述給定方向拉長/收縮的預設水平開始增強的變形抵抗力。因此，當未達到結構的拉長/收縮的預設水平，優(yōu)選地是使變形的抵抗非常小。因此，由于限定振蕩幅度的結構基本保持不被致動，所述組件基本可以穿過機身的開口自由振蕩。如上所述，所述振蕩能非常有效地過濾/減緩震動。相反，當達到結構的拉長/收縮的預設水平，優(yōu)選地，變形的抵抗變得極大，即足夠大到可以在組件的振蕩運動阻止組件。后者的振幅因此被限制。所述情況對應于施加較強負載，例如在遇到湍流情況時施加靜態(tài)負載的情況。換言之，當震動組件未達到其限定振幅的振蕩運動的兩個末端位置之一時，振蕩幅度限定結構基本保持不被致動，一旦達到所述兩位置之一時，其則被致動。因此，所實現的設計能使震動組件達到兩末端位置之一的瞬間與達到結構拉長/收縮預設水平的瞬間重合，即此時，變形的抵抗足夠大以至能阻止振蕩的幅度。最后，需注意，在所述第二優(yōu)選的實施方式中，飛行器后部被設計得能在由支承結構和所述發(fā)動機構成的組件的任何位置上，即在其限定振幅的振蕩運動的兩個末端位置之一，或在所述位置之間的任意中間位置上，沒有任何力經由所述組件被直接傳遞至機身開口上。其可以涉及一種構成可彈性變形連桿的結構，或簡單的千斤頂，其中，拉長/收縮的預設水平分別對應于千斤頂缸內的活塞沖程的末端。優(yōu)選地，所述支承結構基本構成V形。優(yōu)選地，所述支承結構由分別穿過機身的第一和第二開口的所述第一和第二半結構實現，所述第一和第二半結構以可拆卸的方式彼此組裝在所述內部空間的內部。因此，其能大大簡化發(fā)動機支承結構的安裝和拆卸操作，目前所述操作由彼此以可逆方式組裝的兩個不同的半結構實現。所述兩個半結構因此分別能在安裝/拆卸時獨立操作，從而使操作人員的工作更為容易。特別地，支架的各個半結構因此僅需穿過機身的唯一開口，從而不僅在最初的安裝中，此外在更換支承結構時，能更好地為操作者帶來明顯的簡化。此外，在安裝操作過程中，各個半結構在被插入其相應的機身開口之前，可以在其端部裝配其發(fā)動機，隨后被組裝到另外的半結構上。由此與以單個結構實現的從前方法相比，本發(fā)明的方法還能進一步簡化安裝程序，這是因為以從前的方法相比，只能在把該結構安裝在機身上之后，才能夠把發(fā)動機安裝在該結構上。自然地，考慮各發(fā)動機可以保持與其相關的半支承結構相連而被拆下，同樣可以在對發(fā)動機的支承結構的拆卸操作過程中發(fā)現這后一種優(yōu)點。最終，兩半結構的實施方式的另一優(yōu)點在于，當從正面觀察時，兩個半結構可以使其中之一相對于另一傾斜，且特別是以形成V形的方式。然而，也可以設想一次成型且穿過機身兩開口的橫向支承結構而不超出本發(fā)明的范圍。本發(fā)明的其它優(yōu)點和特征將在以下非局限性的詳細描述中呈現。


將參考以下附圖進行說明，其中圖1示出根據本發(fā)明的優(yōu)選實施方式的飛行器的后部的透視示意圖；圖2示出圖1所示飛行器后部更詳細的橫截面視圖，機身上的發(fā)動機支承結構的緊固裝置被自動省略；圖加用圖解表示上述視圖中所示的后部的組裝方法；圖3示出與圖2類似的視圖，局部示出機身上的發(fā)動機支承結構的固定裝置；圖4示意性示出當振動組件以被限定的振幅振蕩運動時處于不同位置的震動組件；圖如示出與圖4類似的視圖，其中，后部呈本發(fā)明另一優(yōu)選的實施方式的形式；圖恥示出與圖4與圖fe類似的視圖，其中，后部呈本發(fā)明另一優(yōu)選的實施方式；圖6示出限定震動組件振蕩運動振幅的止擋系統(tǒng)的實施示例；圖7示出沿圖6的豎直線VII-VII的剖面圖；圖8示出類似于圖3的圖，其中示出由支承結構和發(fā)動機構成的組件的振蕩幅度限定結構的實施示例；且圖9a和圖9b以兩個不同的構型更詳細地示出圖8的振蕩幅度限定結構。
具體實施例方式參考圖1，可見飛行器的后部1呈本發(fā)明一優(yōu)選實施方式的形狀。在以下所有說明中，通常，X指飛行器的縱向方向，其與該飛行器的縱軸線2平行。 另一方面，Y指飛行器的橫向定向方向，而Z指豎直或高度方向，所述三個方向X、Y和Z相互正交。另一方面，術語“前部”和“后部”相對于由發(fā)動機所施加推力使飛行器前進的方向來考慮，該方向以示意圖形式由箭頭4示出。整體上，后部1包括機身6，該機身的橫截面基本呈圓形、橢圓形或類似形狀，其中心通過縱軸線2并限定出飛行器的內部空間8。此外，機身至少包括分別設置在通過軸線2的豎直中面P兩側的兩個發(fā)動機10。 在優(yōu)選的實施方式中，在機身6設有兩個發(fā)動機10，一側設置一個，所述發(fā)動機可以不加區(qū)別地是渦輪噴氣發(fā)動機、渦輪螺旋槳發(fā)動機或其它類型。各發(fā)動機具有基本平行于方向X 的縱軸線12。
為了保證所述發(fā)動機被懸掛，設有支承結構14，該支承結構優(yōu)選地被設置在一橫向平面內且特別是能橫穿內部空間8以及位于兩開口高度上的機身。所述結構14的向側面遠離平面P且向機身外凸出的部分，裝配有空氣動力整流罩16，如圖1所示。更確切地，參考圖2，可觀察到支承結構14在機身上制造的兩個附圖標記為18的第一和第二開口高度上橫穿機身6。所述兩開口 18分布在豎直中面P的兩側，且相對于該豎直中面對稱設置，此外，該豎直中面還基本構成飛行器后部組件的對稱平面。支承結構14具有附圖標記都為20的相對的第一和第二端，各端向機身外凸出，分別位于平面P的兩側且分別支承發(fā)動機10之一。各端20因此可以被視作為懸桿的剛性結構4，例如與現有技術已知的且使發(fā)動機懸掛在機翼下方的構件具有相同或相似的設計，并因此保證把驅動力向飛行器結構傳遞。在該優(yōu)選的實施方式中，發(fā)動機的支承結構14由附圖標記都為22且分別橫穿第一和第二機身開口 18、18的第一和第二半結構實現。此外，所述半結構以可拆卸的方式被相互組裝在內部空間8內部。為此，第一半結構22具有與第二端20相對的另一內端M，而第二半結構22具有與第二端20相對的另一內端M，兩個內端M、24因此相互接觸且借助例如(未示出)的螺栓和/或剪力銷以可拆卸的方式被相互組裝在內部空間8內部。優(yōu)選地，在平面P的水平實現兩半結構22、22之間的接頭，固定界面位于該平面上，螺栓和/或剪力銷因此被平面P橫穿。通常，該平面P構成發(fā)動機支承結構14的對稱平面，在例如圖2所示的該結構的正視圖上基本構成V形。實際上，第一半結構22，在所述圖2上看為左側半結構，相對于方向Y傾斜，并遠離平面P向上延伸，同樣，第二半結構22，在所述圖2上看為右側半結構，相對于方向Y傾斜， 并遠離平面P向上延伸。第一半結構因此沿在橫向平面內傾斜于方向Y和Z的第一方向 28a延伸，而第二半結構22同樣沿在相同的橫向平面內傾斜于方向Y和Z的第二方向28b 延伸。各個半結構22、22具有在其相關方向^aJSb以基本筆直方式延伸的桁架或箱梁的形狀，其內端M被設置在平面P上，直到其相對端20能支承發(fā)動機10之一為止。在優(yōu)選的實施方式中，由結構14形成的V形向上開口，且其頂點被設置在縱軸線 2的上方。頂點V定位的自由度以及確定所述V的角度值的自由度允許更好地適應所存在的不同應力，且尤其能限制半結構22、22外部高度遇到的空氣動力干擾。實際上，支承結構被設計得能使在正面觀察，各個半結構-在機身的橫向中面P'與連接機身軸線2和發(fā)動機縱軸線12的直線32之間的銳角(ν)，大于25° ；且-在沿所述半結構延伸的方向^aJSb與所述半結構通道高度上的機身正交方向 34之間的銳角(w)，小于20°。相對較大的所述角度值(ν)能允許把發(fā)動機設置在期望的機身的高度，例如發(fā)動機軸12位于靠近機身上端的高度的水平面上，而相對較小的所述角度值(w)，在機身和各個半結構之間具有間距，從而可以省略附加的空氣動力整流罩。上述描述的設計能允許支承結構14被方便地安裝與拆卸。實際上，參考示意性示出飛行器后部1的組裝方法的圖2a，可以發(fā)現該方法包括安裝第一半結構22的步驟，通過移動所述第一半結構，使其穿過機身第一開口 18且使其內端M在移動方向36a上向前安設，所述移動方向36a例如對應于所述第一半結構一旦被安裝好后延伸的第一方向^a。同時或隨后，進行第二半結構22的安裝步驟，通過移動第二半結構，使其穿過機身的第二開口 18，且使其內端M在移動方向36b上向前安設，所述移動方向36b例如對應于所述第二半結構一旦被安裝后延伸的第二方向^b。當分別進行所述兩步驟時，發(fā)動機10可已經被安裝在外端20上(在圖加上未示出)，從而簡化和縮短組裝過程。此外，可以使內端M的尺寸被設定得能通過其各自的機身開口 18，優(yōu)選地可同時裝備用于組裝兩半結構的例如加強肋或類似的加固裝置。或者，僅在內端通過開口 18、18 之后，所述加固裝置才可被安裝在內端M、M上。通常，可以規(guī)定在開口的中面內，開口的高度和半結構的高度之比介于1. 3和2之間。此外，在該同一平面，沿方向X的開口的深度和半結構的深度之比，介于1. 1和1. 5之間。隨后，可借助優(yōu)選地沿方向Y定向的上述緊固裝置，把第一半結構22的內端M組裝在所述第二半結構22的內端M上。此外，機身和發(fā)動機支承結構之間設有緊固裝置。更確切地，所述緊固裝置把機身 6連接在由結構14和發(fā)動機10構成的相連組件上，附圖標記為23的所述組件稱為震動組件。在圖3和圖4上示出第一實施方式。所述緊固裝置包括本發(fā)明專用的兩個傳力連桿66。由此使經由開口框架50傳遞的力強度最小，從而使開口框架具有比現有存在的框架更小的尺寸設定。尤其是，所述連桿能大大減少經由震動組件23傳遞至機身的震動，如下文詳細描述。在所示的實施方式中，從飛行器正面觀看，設有相對于平面P被對稱設置的兩個相同的連桿66，所述兩個連桿優(yōu)選地被裝配在飛行器前部的相同橫向平面內。所述各連桿具有沿平行于方向X的旋轉軸線67被可旋轉地安裝在半支承結構22 上的第一端，即所謂下端。各連桿還具有沿平行于方向X的旋轉軸線69被可旋轉地安裝在機身上距離開口 18的一段距離的相反于第一端的第二端，即上端。為了使半支承結構22內部，垂直于開口 18的應力集中最小化，優(yōu)選地是使連桿的第一端也被安裝在該支承結構的距離開口一段距離上，因此優(yōu)選地在內部空間8的內部。各第一端例如借助連接于所述半支承結構上的接頭68被可旋轉地安裝在半支承結構上，同樣，連桿的各第二段例如借助連接于所述上部的接頭70被可旋轉地安裝在機身的上部。兩個連桿在此分別向上延伸，并逐漸靠近豎直中面P，且相對于支承結構14基本共同構成一倒V形。如圖3和圖4的正面視圖所示，各連桿66的傾斜角，以及連桿的縱軸線和豎直方向Z之間的角度Al小于30°。需注意的是，如圖4所示，在組件23的中性靜止位置，連桿66的縱軸線在對稱平面P上在距離連桿一段距離的匯合點C處匯合。連桿66保證在飛行器橫向和豎直方向上傳遞力。但尤其，在飛行中，其允許組件 13相對于機身6以有限的振幅自由振蕩。組件23的所述振蕩因此通過所述振蕩運動被表現出來，在所述振蕩過程中，震動不直接被傳遞至被發(fā)動機的支承結構橫穿的機身開口上， 而是在抵達機身前被連桿66被傳遞。所述經由連桿66的通道能以令人滿意的方式過濾/減緩震動。在圖4的上方視圖示出當飛行器?？繒r且發(fā)動機被斷開時，特別地在地面上位于中性靜止位置的組件23。在所述靜止位置，連桿和組件23相對于平面P完全對稱。相反， 一旦運行發(fā)動機，組件23發(fā)生震動，從而使之在圖4分別示出的中間視圖和下方視圖的兩個末端位置之間發(fā)生自由振蕩。組件23相對于機身6的振蕩運動因此通過兩個連桿圍繞各旋轉軸線67、69實現。 自然，支承結構穿過機身開口的通道被調節(jié)以使之允許組件23的所述自由振蕩。根據遇到的需要，確定所允許的振蕩運動的振幅范圍。優(yōu)選地，在正常飛行條件下，可以使震動組件23的振蕩從不達到圖4所示的受限定振幅的兩個末端位置，僅在施加較強負載，例如可能在湍流情況下遇到的靜態(tài)負載時，才抵達所述位置。由此導致，例如沿方向Y，兩個末端位置之間許可的移動距離“d”小于30mm。需注意，連桿的位置和取向可以根據遇到的需要進行變化。為此，連桿可以被裝配在結構14的下方，而非震動組件23懸掛情況下的上方。另一優(yōu)選的實施方式在于，例如可設定兩個相互平行的連桿66，如圖fe所示。在所述情況下，組件23的振蕩運動是圓形平移，這是因為機身6、連桿66和組件23構成可變形的平行四邊形。另一優(yōu)選的實施方式在于，不再設定以兩個彼此相連的半結構實現的發(fā)動機支承結構，而是穿過機身兩個開口的優(yōu)選的為直線和橫向的單一結構。需注意，無論是否對連桿保留什么樣的位置，都可以使用如圖恥所示的所述類型的結構。此外，需注意，對于上述描述的優(yōu)選的實施方式，只示出一對對稱的連桿。然而，連桿的數量可以大于二，例如其可以由另一對連桿補充完整，所述另一對連桿沿方向X與第一對連桿岔開，且總是被設置得能允許上文描述的振蕩運動?，F在參考圖6，其已經示出止擋系統(tǒng)的實施示例，該止擋系統(tǒng)能允許圖4所示的振蕩運動獲得振幅的限定。優(yōu)選地，附圖標記為71的該止擋系統(tǒng)被安設在開口 18內。此外，類似的止擋系統(tǒng)同樣優(yōu)選地插入機身的另一開口 18中。其包括與界定開口 18的框架相連的第一止擋73， 且與連接于半結構22的第二止擋75協作。第一止擋73可呈由兩個彼此相對的側面限定的孔形，凸銷形式的第二止擋75被安設在所述孔內。兩個止擋73、75之間的間隙被設定得允許震動組件自由振蕩。為此，可以在如圖6所示的組件的中性位置上，使凸銷和止擋73 的兩個側面之間的間隙沿方向Y等于“ d/2 ”。兩個止擋之間的另一間隙77被設定在豎直方向上，從而在震動組件的振蕩運動過程中，使其面向震動組件在相同方向上的移動。因此，只要組件的震動被保持在可接受的水平上，止擋系統(tǒng)71就保持不被致動， 且組件自由振蕩。相反，當超過所述水平，其則被致動，從而導致力通過止擋73、75的接觸， 直接從支承結構14向構成開口 18的框架傳遞。參考圖7，需注意，具有與機身另一開口相同或相似設計的開口 18，借助機身內殼 40a內的通道以及位于機身外殼40b內的相反的另一通道(如圖6所示)實現。所述兩個通道分別構成開口 18的入口以及所述相同開口的出口。開口向前由前機身框42限定，而向后由另一后機身框42限定。如圖4所示，位于兩個所述框之間的其它機身框42可以被切段，從而顯示出該開口 18。此外，開口向上由上
10封閉橫檔44限定，該橫檔優(yōu)選地沿方向X在機身整個厚度上延伸，且連接機身的兩個前后框42、42。同樣地，開口 18向下由下封閉橫檔46限定，該下封閉橫檔優(yōu)選地沿方向X在機身整個厚度上延伸且連接機身兩個前后框42、42。四個元件42、42、44、46 —起構成確定開口 18的第一框架50。因此，在由圖6的線VII-VII確定的豎直面內，正如開口中面，可被視作等同于半結構22的正交平面，且其基本在入口和出口之間的正中橫穿開口，借助于由上述元件42、 42、44、46分別確定的四個表面42' ,42' ,44' ,46'，框架50呈四邊形。在所述相同的平面內，半結構22的四個表面還構成四邊形，且半結構和開口的表面兩兩相對。因此，半結構的前表面52'正對框架的前表面42'，半結構的后表面52'正對框架的后表面42'，半結構的上表面正對框架的上表面44'，半結構的下表面56'正對框架的下表面46'。所述平面之間的間距能很好地允許震動組件穿過機身開口自由振蕩，這是因為優(yōu)選地，僅在各開口框架和發(fā)動機支承結構之間設有止擋系統(tǒng)。根據另一可選的方案，可以在各機身開口內插入傳遞縱向力的裝置。在所述情況下，所述裝置自然被設計成不會干擾組件在橫向平面內的振蕩運動。然而，另一方案在于，把所述傳遞縱向力的裝置設在機身開口的外部。圖8示出另一優(yōu)選的實施方式，其中，止擋系統(tǒng)71被替換或者與組件的限制振幅裝置相結合而被設定，所述限制振幅裝置具有沿給定方向102在振蕩組件23上的連接構件 104和機身6上的連接構件106之間延伸的結構100的形狀。在所示的示例中，給定方向 102為橫向，且構件104、106通過接頭108、110以旋轉方式被連接在其各自相關的元件上。 如圖已經示出的，用作樞轉構件104的接頭108，優(yōu)選地被設置在兩個半結構22、22之間的接合區(qū)上或附近。呈可彈性變形的連桿狀的結構100因此沿其方向102基本橫向延伸。如圖9a所示，結構100具有支承連接構件104的金屬空心外部112，以及支承連接構件106的金屬空心內部114，或反之亦然?？招耐獠?12和空心內部114優(yōu)選地被同心裝配。然而，也可以設想其它方案，例如帶有板的方案，或者通過使用例如開槽狀或星狀的截面，能允許增大金屬部和下文將描述的彈性體材料層或橡膠材料層之間粘合表面的方案。通過附圖標記為116的一個或多個彈性體材料層或橡膠材料層，內部114被連接在外部112上。所述層116因此可以在其相連的兩個零件112、114之間呈環(huán)形，并例如以粘合方式被固定在所述各零件上。此外，第一金屬剪力銷118被優(yōu)選為橫向地且固定地安裝在其穿過的外部112上。 此夕卜，該第一銷118通過間隙120穿過內部零件114。在圖9a上，所示出的構型對應的情況是當飛行器?？繒r且發(fā)動機被斷開時，振蕩組件尤其是在地面上位于其中性靜止位置。在該位置處，沿結構100的給定方向102，可以使銷118借助于間隙120的存在，位于與內部 114的孔122的兩端分別間隔d/2的距離處。類似地，第二金屬剪力銷IM被優(yōu)選地橫穿地且固定地安裝在其穿過的內部114 上。此外，該第二銷1 通過間隙126穿過內部零件112，優(yōu)選地位于該零件112相對的兩部分的水平上，如圖9a所示，同樣在此，沿結構100的給定方向102，可以使銷IM借助于間隙120的存在，位于與外部112的孔128的兩端分別間隔d/2的距離處。在正常飛行的條件下，震動組件發(fā)生振蕩。結構100伴隨所述振蕩運動且不對其產生干擾，并沿方向102發(fā)生變形。由于結構100僅具有較小，甚至可忽略的變形的抵抗， 這就變得可能，因為力在兩個構件104、106之間的傳遞導致彈性體材料層116承受剪切力， 且因此導致內部零件114相對于外部零件112沿方向102相對移動。在所述相對移動中， 間隙120、126分別被銷118、1M局部消耗。因此，在正常飛行條件下，當震動組件發(fā)生振蕩，而從不抵達限定振幅運動的兩末端位置，由于承受剪切力的彈性體材料層116的變形，銷118、1M在其各自的孔122、128內移動而不抵靠于后者。僅當例如可能在湍流情況下遇到的施加較強的靜態(tài)負載時，才會達到限定振幅的運動的末端位置。當間隙120、126完全被銷118、1M分別消耗時，能達到所述位置。在如圖所示的情況中，結構100具有較大的變形的抵抗，這是因為由剪力銷118、1M傳遞力，并隨后兩個金屬零件112、114承受牽拉/壓縮。在所述構型中，變形的抵抗足夠大，從而能防止震動組件進一步移動穿過機身開口，由于結構100距離機身開口一段距離而被連接，因此所述機身開口本身不承受機械作用。圖9b示出可彈性變形的結構100達到了拉長/收縮的預設水平的情況之一。在此涉及結構100承受牽拉的情況，所述結構100達到其拉長的預設水平，對應于因按壓在其相關的孔122、128內的銷118、124而引起的非常高的變形的抵抗。所述位置能限制示出在圖8所示的組件23相對于機身6向左移動。即便未被示出，結構100還能因壓縮限制組件23相對于機身6向右移動。同樣在此，可以使組件23的兩末端位置之間許可的移動距離“d”小于30mm。當然，可以由本領域技術人員對上文描述的僅以舉例方式給出的非局限性的本發(fā)明提出不同的變型。
權利要求
1.飛行器的后部(1)，包括-確定飛行器內部空間(8)的機身(6)；-至少兩個發(fā)動機(10)；-發(fā)動機支承結構(14)，所述發(fā)動機支承結構(14)在第一和第二開口(18、18)的高度穿過所述機身，所述第一和第二開口開在所述機身上且分布在飛行器豎直中面(P)的兩側，所述支承結構具有彼此相對的第一端和第二端O0、20)；-支承結構的相對的所述第一端和第二端分別在所述豎直中面的兩側凸出于機身外部且支承所述發(fā)動機中的一個；-將所述支承結構連接在機身上的緊固裝置。其特征在于，所述緊固裝置包括從在飛行器后部正面觀看分別位于豎直中面(P)的兩側的兩個傳力連桿(66)，各連桿具有沿平行于飛行器縱向(X)的旋轉軸線(67)能夠旋轉地安裝在所述支承結構(14)上的第一端，以及沿平行于飛行器縱向(X)的旋轉軸線(69)被能夠旋轉地安裝在機身(6)上，距離第一和第二開口(18) —定距離的第二端。所述飛行器后部被設計成能通過連桿(66)圍繞所述旋轉軸線(67、69)的旋轉，允許由所述支承結構和所述發(fā)動機構成的組件(23)，相對于所述機身(6)穿過機身的所述第一和第二開口(18)的振幅有限的振蕩運動。
2.根據權利要求1所述的飛行器后部，其特征在于，所述傳力連桿(66)是平行的，且所述振蕩運動呈圓形平移。
3.根據權利要求1所述的飛行器后部，其特征在于，所述傳力連桿(66)從飛行器后部的正面看相互傾斜，從而在匯合點(C)處匯合。
4.根據權利要求3所述的飛行器后部，其特征在于，所述傳力連桿(66)分別以小于 30°的角(Al)相對于飛行器豎直方向(Z)傾斜。
5.根據上述權利要求任一項所述的飛行器后部，其特征在于，所述傳力連桿(66)能保證由所述支承結構和所述發(fā)動機構成的組件03)被懸掛在所述機身(6)上。
6.根據上述權利要求任一項所述的飛行器后部，其特征在于，所述振蕩運動的有限振幅能夠例如，沿飛行器的橫向(Y)，允許由所述支承結構和所述發(fā)動機構成的組件03)在其兩端部位置之間在所述相同的橫向方向上的小于30mm的移動。
7.根據上述權利要求任一項所述的飛行器后部，其特征在于，所述振蕩運動的有限振幅范圍由安裝在支承結構和機身上的止擋系統(tǒng)(71)保證。
8.根據上述權利要求1至6任一項所述的飛行器后部，其特征在于，其包括所述組件的限制振幅的裝置，該限制振幅的裝置具有沿給定方向(10 在振蕩組件上的連接構件(104)和機身(6)上的相對的連接構件(106)之間延伸的結構(100)的形式，所述結構 (100)能夠在所述給定方向上彈性變形，且具有從所述給定方向拉長/收縮的預設水平開始增強的變形抵抗性。
9.根據上述權利要求任一項所述的飛行器后部，其特征在于，飛行器后部被設計得能在由支承結構和所述發(fā)動機構成的組件03)的任何位置上，在其限定振幅的振蕩運動的兩末端位置之間，沒有任何力通過所述組件被直接傳遞至機身開口(18)。
10.根據上述權利要求任一項所述的飛行器后部，其特征在于，所述支承結構(14)由分別穿過機身的第一和第二開口(18、18)的第一和第二半結構02、22)實現，所述第一和第二半結構以能夠拆卸的方式彼此組裝在所述內部空間(8)的內部。
全文摘要
本發(fā)明涉及飛行器的后部(1)，包括對稱設置在豎直中面(P)兩側的兩連桿(66)，各連桿具有安裝在發(fā)動機支承結構(14)上的一端以及安裝在機身(6)上的另一端，所述部分被設計得能通過連桿(66)圍繞其旋轉軸線的旋轉，允許由支承結構和發(fā)動機構成的組件(23)相對于機身(6)穿過機身的第一和第二開口(18)的有限振幅的振蕩運動。
文檔編號B64D27/08GK102448815SQ201080015155
公開日2012年5月9日 申請日期2010年3月29日 優(yōu)先權日2009年3月30日
發(fā)明者勞倫特·拉豐, 吉恩·米歇爾·索斯雷, 埃斯特萬·基羅斯-埃爾南德斯, 弗雷德里克·茹爾納德, 杰羅姆·安蒂帕斯, 馬蒂厄·博內 申請人:空中客車營運有限公司