專利名稱：螺旋槳發(fā)動機的緊固系統(tǒng)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種用于將螺旋槳發(fā)動機緊固于飛行器發(fā)動機連接支柱上以確保至少保吸收來自發(fā)動機的振動的一部分的緊固系統(tǒng)。本發(fā)明還涉及一種所述緊固系統(tǒng)的實施方法。這項發(fā)明可應(yīng)用在航空領(lǐng)域，尤其是應(yīng)用在飛行器的發(fā)動機和支柱之間的連接的領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
航空領(lǐng)域中有很多種類型的發(fā)動機-渦輪噴氣發(fā)動機，其通常安裝于飛行器的機翼結(jié)構(gòu)下方，通過發(fā)動機吊架或發(fā)動機支柱與該機翼連接在一起；-渦輪螺旋槳發(fā)動機，其安裝于飛行器后部或飛行器機翼結(jié)構(gòu)下面。今日最常用的飛行器是渦輪噴氣式飛行器。但是這類飛行器的缺點是耗油量太大 (航空煤油)。出于這個原因，某些飛機制造商仍繼續(xù)開發(fā)渦輪螺旋槳飛機。事實上，與渦輪噴氣飛機相比，使用螺旋槳的飛機具有噪音明顯更小、耗油量更低的優(yōu)勢。但是，這種飛機的劣勢是會產(chǎn)生許多振動，該振動對飛行器的結(jié)構(gòu)有害，對乘客來說也相對較不舒適。螺旋槳的運動所產(chǎn)生的振動通過將發(fā)動機連接至機身的發(fā)動機支柱傳送至飛行器的機身。利用發(fā)動機緊固系統(tǒng)可減弱該振動的傳遞。目前具有多種將發(fā)動機固定于飛行器機身上的緊固件。特別是一種是剛性緊固系統(tǒng)，該剛性緊固系統(tǒng)用作發(fā)動機和飛行器機身(或機翼)之間的連接部。這種剛性緊固系統(tǒng)將來自發(fā)動機的力有效地傳送至飛行器，但卻不吸收任何振動。因此這種剛性緊固系統(tǒng)特別適用于幾乎不產(chǎn)生振動的渦輪噴氣飛機，但并不適用于螺旋槳飛機。已經(jīng)設(shè)想制造將發(fā)動機固定在機身上、可吸收振動的緊固系統(tǒng)。事實上，存在多種吸收振動的已知方法。人們熟知的可吸收振動的系統(tǒng)特別是通過產(chǎn)生對抗力量以抵消振動的動態(tài)諧振器。這樣的諧振器通常安裝在可以使其產(chǎn)生振動的結(jié)構(gòu)點上。但是，此類動態(tài)諧振器的缺點就是作用范圍有限，僅在給定的頻率內(nèi)有效。因為螺旋槳發(fā)動機產(chǎn)生頻率不相同的多種振動，因此動態(tài)諧振器系統(tǒng)在用于緊固螺旋槳發(fā)動機的系統(tǒng)中不能非常有效。此外，還存在已知的能夠吸收振動的系統(tǒng)，稱為減震器。使用減震器并不能改變振動模式，但能夠緩和振動峰值。因此，為了有效，減震器需要最小速度，因此不能完全吸收由螺旋槳發(fā)動機產(chǎn)生的所有振動。目前使用的螺旋槳發(fā)動機緊固系統(tǒng)是一種軟性系統(tǒng)，該軟性系統(tǒng)由可吸收振動的材料制成。這種軟性系統(tǒng)也稱為“Soft-Mount (軟性安裝件)”，通常使用彈性體制成。這種材料剛度相對較低且自身具有緩沖作用，因此可對振動進行過濾，即，可減弱一部分振動。目前，螺旋槳發(fā)動機使用的緊固系統(tǒng)并不能完全實現(xiàn)其過濾低頻，即振動頻率低于20赫茲的作用。實際上，這些采用彈性體制作的柔性緊固系統(tǒng)是通過壓縮而起作用的。 其剛度曲線——該剛度曲線隨壓縮的力度而變化——呈非線性且大致為雙曲線形。因此，壓縮荷載施加得越大，其剛度就越大。所以，當(dāng)要傳遞給結(jié)構(gòu)的力很大時，彈性體就會變得剛硬。因為剛度曲線為雙曲線形，所以柔性元件的剛度提升的速度比施加的力更快。此外， 很難準確判定剛度的演變。因此，即使荷載并不高，但對于懸掛自身模式來說已經(jīng)變得太高而無法用作過濾器。軟性懸掛便失去了過濾器的功能。換言之，一旦來自發(fā)動機的力超過巡航模式飛行的標(biāo)準力，彈性體就變得相對剛硬，甚至完全剛硬，因此不再具備任何柔軟性，無法再吸收振動。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的正是為了克服上述技術(shù)的缺點。因此本發(fā)明提出一種用于將螺旋發(fā)動機固定于發(fā)動機吊架的緊固系統(tǒng)，該緊固系統(tǒng)包括剛性元件和柔性元件，所述柔性元件夾于剛性元件之間，從而使得柔性元件在剪切力作用下工作，甚至成為限位裝置。由于處于剪切力下的彈性體的剛度曲線為線性，本發(fā)明的緊固系統(tǒng)在承受比當(dāng)前技術(shù)條件下的柔性系統(tǒng)大很多的發(fā)動機的力的情況下仍保持柔性。但是，一旦來自發(fā)動機的力變得很高，特別是在極端狀況下飛行時，柔性元件便成為限位裝置，使緊固系統(tǒng)不再過濾振動，而是傳遞所有力。更具體地說，本發(fā)明涉及一種用于飛行器結(jié)構(gòu)上可振動元件的緊固系統(tǒng)，其包括至少一對斗型件，該斗型件一方面固定于能夠振動的元件上，另一方面固定于所述結(jié)構(gòu)上， 其特征在于這對斗型件的每個斗型件均包括-固定于所述結(jié)構(gòu)上的外部剛性元件；-安裝于外部剛性元件內(nèi)并與可振動元件連接在一起的內(nèi)部剛性元件；以及-沿著外部剛性元件每個側(cè)邊沿安置、在外部剛性元件和內(nèi)部剛性元件之間的柔性元件。本發(fā)明的緊固系統(tǒng)可以包括以下一項或多項特征-所述柔性元件為彈性體材料制成的板。-所述柔性元件可在剪切狀態(tài)下工作。-包括位于外部剛性元件和可振動元件之間的第一空隙。-包括位于內(nèi)部剛性元件和外部剛性元件之間的第二空隙。-包括位于內(nèi)部剛性元件和外部剛性元件之間的間隔件。-可振動元件是螺旋槳發(fā)動機，所述結(jié)構(gòu)是發(fā)動機吊架。本發(fā)明還涉及上述緊固系統(tǒng)的實施方法。該方法的特征在于其包括-柔性運行，其中，在可振動元件產(chǎn)生載荷正常時，所述系統(tǒng)能夠吸收來自可振動元件所產(chǎn)生的振動；以及-非柔性運行，當(dāng)所述載荷極大時，使系統(tǒng)可成為限位裝置。根據(jù)本發(fā)明，該方法可以包括以下特征-當(dāng)所述系統(tǒng)處于非柔性運行時，第一空隙和第二空隙中至少一個是被填充的。本發(fā)明還涉及配備有使用上文所述緊固系統(tǒng)連接至發(fā)動機吊架的螺旋槳發(fā)動機的飛行器。


圖1示出使用本發(fā)明的緊固系統(tǒng)可緊固于其上的飛行器結(jié)構(gòu)的總體視圖；圖2示出本發(fā)明的緊固系統(tǒng)的側(cè)視圖；圖3示出本發(fā)明的系統(tǒng)的上方的斗型件的輪廓視圖；圖4示出本發(fā)明的系統(tǒng)的一對斗型件的剖面輪廓視圖；圖5示出本發(fā)明的系統(tǒng)的上方的斗型件的剖面?zhèn)纫晥D；圖6示出本發(fā)明的系統(tǒng)可以插入的琴鍵式連接部。
具體實施例方式本發(fā)明涉及一種將可振動元件緊固于飛行器結(jié)構(gòu)上的系統(tǒng)。特別涉及將螺旋槳發(fā)動機緊固于飛行器的發(fā)動機吊架上的系統(tǒng)。在任何飛行器中，發(fā)動機均固定在發(fā)動機吊架上，該發(fā)動機吊架自身固定于飛行器的結(jié)構(gòu)上。如發(fā)動機是螺旋槳式發(fā)動機，那么發(fā)動機從側(cè)面固定于飛行器機翼下；或固定于飛行器后部。在下文描述的本發(fā)明的實施方式中，我們考慮這樣的情況螺旋槳發(fā)動機固定于發(fā)動機吊架上，該發(fā)動機吊架自身又固定于飛行器的后部機身的側(cè)面。發(fā)動機通過至少一個根據(jù)本發(fā)明的緊固系統(tǒng)固定于發(fā)動機吊架上。該緊固系統(tǒng)稱為基于斗型件的系統(tǒng)。該系統(tǒng)包括至少兩個固定的斗型件，所述至少兩個斗型件在發(fā)動機吊架的兩側(cè)相對安裝，確切地說，是在發(fā)動機吊架的主結(jié)構(gòu)的兩側(cè)相對安裝。在圖1中，示出發(fā)動機與發(fā)動機吊架之間的連接的一個樣例，其包括本發(fā)明的緊固系統(tǒng)。本發(fā)明的緊固系統(tǒng)1 一方面固定于發(fā)動機3上，另一方面固定于發(fā)動機吊架結(jié)構(gòu) 2上。發(fā)動機吊架結(jié)構(gòu)2位于在兩對斗型件10和11之間的空間內(nèi)。在圖1的樣例中，本發(fā)明的緊固系統(tǒng)1安裝于發(fā)動機前部，這是因為發(fā)動機前部的溫度比后部低。但是也可考慮將該緊固系統(tǒng)安裝于發(fā)動機后部。如圖1所示的本發(fā)明的優(yōu)選的實施方式中，緊固系統(tǒng)插入在發(fā)動機周圍，在該處緊固系統(tǒng)所起的作用是發(fā)動機緊固件。但是，它也可安裝于飛行器結(jié)構(gòu)的許多連接部處，例如機身連接部處，該緊固系統(tǒng)便起到柔性結(jié)構(gòu)連接部的作用。圖2中示出本發(fā)明的緊固系統(tǒng)一對斗型件的樣例。事實上，本發(fā)明的緊固系統(tǒng)1 可包括一對或多對斗型件10。在本發(fā)明的優(yōu)選的實施方法中，所述的斗型件對是成雙的，如圖1所示。但是，緊固系統(tǒng)也可只包括一對斗型件10，如圖2所示。圖2示出安裝至發(fā)動機吊架之前的一對斗型件10側(cè)視圖。這對斗型件10包括上方的斗型件IOa和下方的斗型件10b，這兩個斗型件彼此相對。每個斗型件IOa和IOb都通過第一緊固裝置4固定于發(fā)動機3上，并通過第二緊固裝置5固定于發(fā)動機吊架(圖2中未示出)上。圖3和圖4示出緊固系統(tǒng)1上部的輪廓圖。圖3和圖4示出的是包括成雙的斗型件對的緊固系統(tǒng)的上部。請注意，下部的斗型件IOb與上部的斗型件IOa和Ila相同，不同之處在于它們定位成相反(上部的和下部的斗型件的底板12c面對面)，以使得它們固定于吊架。無論是上部斗型件還是下部斗型件，每個斗型件都具有外部剛性元件12、內(nèi)部剛性元件13以及兩個柔性元件14。在成雙的斗型件的情況下，外部剛性元件的中央壁12d被兩個斗型件IOa和Ila共用。
外部剛性元件12大致呈U形，包括兩個豎直側(cè)壁12b、底板12c和豎直后壁12a。 側(cè)壁12b和12d的前面明顯傾斜。外部剛性元件12通過穿過所述外部剛性元件的底板12c 的孔16的第二緊固裝置5固定于吊架2的箱體上。此第二緊固裝置5為用于可剪切緊固的元件。內(nèi)部剛性元件13的形狀與外部剛性元件12的形狀基本相同，該內(nèi)部剛性元件13 的底板具有直徑比外部剛性元件12的孔16的直徑大的孔。內(nèi)部剛性元件13適于安裝于外部剛性元件12的內(nèi)部。內(nèi)部剛性元件13通過第一緊固裝置4 (在圖3和圖4中不可見) 固定于發(fā)動機3上。此第一緊固裝置可以是拉力螺栓4，如圖5所示，該拉力螺栓4插入穿過外部剛性元件和內(nèi)部剛性元件的孔17的內(nèi)部。此第一緊固裝置將內(nèi)部剛性元件與發(fā)動機3固定地連接在一起。矩形柔性元件14沿著外部剛性元件的每個豎直側(cè)壁12b (也稱為側(cè)邊)安裝于外部剛性元件和內(nèi)部剛性元件之間。因此，每個斗型件IOa和IOb都包括豎直固定于內(nèi)部剛性元件和外部剛性元件的側(cè)邊之間的兩個柔性元件14。這些柔性元件14為柔性材料板，該柔性材料板能夠承受相對于外部剛性元件的側(cè)邊的剪切位移。圖5示出本發(fā)明的緊固系統(tǒng)的斗型件的剖面視圖。該剖面視圖示出外部剛性元件 12，其帶有剪切緊固件5，以及拉力螺栓4，該拉力螺栓4通過孔17穿過外部剛性元件12和內(nèi)部剛性元件13并將緊固系統(tǒng)1固定于發(fā)動機3。此外也示出了間隔件18，該間隔件18 位于內(nèi)部剛性元件和外部剛性元件后壁1 之間，并且其作用在于防止拉力螺栓的預(yù)拉力導(dǎo)致內(nèi)部剛性元件與外部剛性元件相接觸。此外，圖5還示出位于外部剛性元件12和發(fā)動機3之間的第一空隙19以及位于內(nèi)部剛性元件13和外部剛性元件12之間的第二空隙20。 在本發(fā)明的一種實施方式中，第一空隙19的尺寸為4毫米，第二空隙20的尺寸為14毫米。 這兩個空隙一起構(gòu)成了內(nèi)部剛性元件在其柔性運行時的行進路線?？障哆x擇為不對稱形， 這是因為荷載力即傳動力，是不對稱的。正如前文解釋，本發(fā)明的緊固系統(tǒng)的每個斗型件或雙斗型件均是通過拉力螺栓固定于發(fā)動機上，并通過可剪切的緊固元件固定于發(fā)動機吊架的箱體上。因此，內(nèi)部剛性元件直接連接于發(fā)動機上，外部剛性元件直接連接于發(fā)動機吊架上。由此我們可以理解，發(fā)動機和發(fā)動機吊架之間是通過借助柔性元件相互連接在一起的剛性元件傳遞力。更具體地說， 來自發(fā)動機的力通過拉力螺栓傳遞給斗型件。拉力螺栓作用于斗型件的內(nèi)部剛性元件，即向它傳遞力；這些力隨后通過柔性元件傳遞至外部剛性元件，所述柔性元件在剪切力下工作。最后，外部剛性元件通過可剪切的緊固件向發(fā)動機吊架傳遞力。在這樣的運行中，振動的作用是引起被內(nèi)部剛性元件感知的力的輕微振蕩。位于基部和孔(間隔件由此穿過)水平的內(nèi)部剛性元件和外部剛性元件之間的空隙19和20，使內(nèi)部剛性元件能夠相對于外部剛性元件活動。柔性元件相聯(lián)的這些空隙允許吸收振動。上文所描述運行——稱為柔性運行——中，緊固系統(tǒng)確?；謴?fù)(Inprise)螺旋槳發(fā)動機傳遞的力矩沿Y和Z方向的力，如圖2所示，以及圍繞X軸的扭矩。在本發(fā)明的優(yōu)選的實施方式中，剛性元件采用金屬材料制作，柔性元件采用彈性體材料制作。根據(jù)本發(fā)明，彈性體可在剪切力下工作；實際上，在剪切作用下，彈性體剛度曲線為線性。因此，柔性元件的伸長與所受到的力成比例。在剪切作用下的彈性體的剛度曲線的線性允許更好地理解各種現(xiàn)象；也可根據(jù)彈性體的幾何特征對其剛度進行最佳控制。
此外，彈性體的剛度曲線的線性也能夠確定剪切力限位，即彈性體再也無法吸收接收的力量的剪切水平。事實上，我們很容易理解，如要在剪切作用下傳遞很高的載荷力， 彈性體的厚度和表面應(yīng)該很大，使得需要特定的體積。所以，在本發(fā)明中，提出緩沖頻率在一定頻率范圍內(nèi)的振動。本發(fā)明的緊固系統(tǒng)因此設(shè)計成能夠緩沖頻率低于預(yù)定值(約為10至20赫茲)的振動。使用范圍可選擇成覆蓋在常規(guī)飛行即正常飛行期間的所有載荷。對于極端載荷，即極端狀況下的飛行(如強的陣風(fēng)等)，系統(tǒng)進入金屬與金屬直接接觸的限位，稱為斗型件限位，即內(nèi)部剛性元件靠著外部剛性元件的定位。在限位狀態(tài)下，柔性元件沒有吸收振動的作用。然后，本發(fā)明的緊固系統(tǒng)能夠以非柔性運行的模式工作。在非柔性運行的模式中，兩個空隙19和20中至少一個被填充。內(nèi)部剛性元件便直接與外部剛性元件接觸。因此，來自發(fā)動機的力就通過發(fā)動機與外部剛性元件之間的接觸被直接傳遞。然后再通過可剪切的緊固件直接傳遞給機翼支柱。以上描述的是對于將發(fā)動機連接至發(fā)動機吊架的情況下的本發(fā)明的緊固系統(tǒng)。這種帶有柔性斗型件的緊固系統(tǒng)也可插入于發(fā)動機吊架和機身之間的連接部。事實上，目前在飛行器上，發(fā)動機吊架和機身之間的連接是通過琴鍵式連接部進行的，也就是采用多個連續(xù)的連接部的形式，如圖6所示。如前文所述，這些琴鍵式連接部可由本發(fā)明的柔性斗型件制成，這些琴鍵式連接部然后能夠吸收吊架和飛行器機身之間的振動。
權(quán)利要求
1.飛行器結(jié)構(gòu)(2)上的可振動元件(3)的緊固系統(tǒng)，包括至少一對斗型件(10)，所述至少一對斗型件(10) —方面固定于可振動元件，另一方面固定于所述飛行器結(jié)構(gòu)上，其特征在于，所述對斗型件的每一個斗型件(IOaUOb)包括-固定于所述飛行器結(jié)構(gòu)的外部剛性元件(12)；-安裝于所述外部剛性元件內(nèi)并與所述可振動元件固定地連接在一起的內(nèi)部剛性元件 (13)；以及-沿著所述外部剛性元件的每個側(cè)邊沿安裝、在所述外部剛性元件和所述內(nèi)部剛性元件之間的柔性元件(14)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的緊固系統(tǒng)，其特征在于，所述柔性元件是由彈性體材料制成的板。
3.根據(jù)權(quán)利要求1至2中任意一項所述的緊固系統(tǒng)，其特征在于，所述柔性元件能夠在剪切作用下工作。
4.根據(jù)權(quán)利要求1至3中任意一項所述的緊固系統(tǒng)，其特征在于，所述緊固系統(tǒng)包括位于所述外部剛性元件(1 和所述可振動元件C3)之間的第一空隙(19)。
5.根據(jù)權(quán)利要求1至4中任意一項所述的緊固系統(tǒng)，其特征在于，所述緊固系統(tǒng)包括位于所述內(nèi)部剛性元件(1 和所述外部剛性元件(12)之間的第二空隙(20)。
6.根據(jù)權(quán)利要求1至5中任意一項所述的緊固系統(tǒng)，其特征在于，所述緊固系統(tǒng)包括在所述內(nèi)部剛性元件和所述外部剛性元件之間的間隔件(18)。
7.根據(jù)權(quán)利要求1至6中任意一項所述的緊固系統(tǒng)，其特征在于，所述可振動元件是螺旋槳發(fā)動機，所述飛行器結(jié)構(gòu)是發(fā)動機吊架。
8.用于實施根據(jù)權(quán)利要求1至7中任意一項所述的緊固系統(tǒng)的方法，其特征在于，該方法包括-柔性運行，其中，在由可振動元件(3)產(chǎn)生的載荷是正常時，所述緊固系統(tǒng)能夠吸收來自可振動元件(3)的振動；以及-非柔性運行，其中，當(dāng)所述載荷極大時，所述緊固系統(tǒng)能夠成為限位裝置。
9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的方法，其特征在于，當(dāng)所述緊固系統(tǒng)為非柔性運行時，所述第一空隙和第二空隙中至少一個被填充。
10.一種飛行器，其特征在于，所述飛行器包括至少一個根據(jù)權(quán)利要求1至7中任意一項所述的緊固系統(tǒng)。
全文摘要
本發(fā)明涉及飛行器結(jié)構(gòu)(2)上可振動元件(3)的緊固系統(tǒng)，包括至少一對固定的斗型件(10)，一邊固定于可振動元件，另一邊固定于飛行器結(jié)構(gòu)上。這對固定的斗型件上的每個斗型件(10a、10b)都包括-一個固定于結(jié)構(gòu)上的外部剛性元件(12)；-一個安裝于外部剛性元件內(nèi)并與可振動元件連接在一起的內(nèi)部剛性元件(13)；-和一個沿著外部剛性元件每側(cè)邊沿安裝、夾于外部剛性元件和內(nèi)部剛性元件之間的柔性元件(14)。
文檔編號B64D27/26GK102470927SQ201080030017
公開日2012年5月23日 申請日期2010年7月1日 優(yōu)先權(quán)日2009年7月3日
發(fā)明者馬蒂厄·博內(nèi) 申請人:空中客車營運有限公司