本发明总的涉及一种民用飞机结构设计技术领 域，更具体地涉 及一种航空发动机与飞行器吊挂的连接装置。 背景技术

航空发动机与飞行器吊挂的连接装置， 通常称之为安装节。 安 装节的主要功能是连接发动机， 并将发动机的载荷传递至飞行器吊 挂结构。

吊挂是航空发动机与飞机机翼之间的连接界面 ，其主要功能是 吊装发动机， 传递发动机载荷， 并为发动机至飞机机翼之间的燃油 管路、 环控、 电气、 液压等系统提供通路。 因此， 吊挂结构既要满 足内部系统的空间要求， 还要保证具有优良的传力路径。 为了满足 以上要求， 如图 1所示， 传统构型的吊挂 10，通常设计为由上下梁、 多个垂直站位的框、 侧壁板相互连接构成的刚性盒型结构， 并通过 前安装节 20'和后安装节 30，与发动机装配。 发动机的全部载荷均通 过前安装节、 后安装节传递。

图 2a和图 2b分別以另外的角度示出了图 1 中的前安装节 20， 和后安装节 30，。如图 2a和图 2b所示并结合图 1，前、后安装节 20，、 30，各通过 4 个接合于受拉螺栓孔 24，中的受拉螺栓（图未示） 和 2 个接合于受剪销孔 42'中的剪切销 （图未示）与吊桂前、 后发动机接 头连接。

如图 2a所示并结合图 1 , 前安装节 20，在后侧插入吊挂 10，的 主承力盒段， 通过其支架 25，与吊挂的前端框、 上梁、 下梁、 侧腹板 连接。 前安装节 20，主要由左前安装节 21，、 中前安装节 22，、 右前安 装节 23，组成。 左、 右前安装节 21，和 23，上分别通过两个受拉螺栓与 发动机连接， 传递垂向载荷； 中前安装节 22，通过两个剪切销与发动 机连接， 传递航向、 侧向载荷。 如图 2b所示并结合图 1 , 吊挂后安装节 30，在其上部与吊挂的 框连接， 下部与发动机连接。 后安装节 30，主要由前后两部分组成， 每部分分别通过两个受拉螺栓与发动机连接， 传递垂向载荷和发动 机扭矩， 通过剪切销与发动机连接， 传递航向、 侧向载荷。

上述传统构型的吊挂通过后安装节 30，传递扭矩， 为了有足够 长的力臂传递扭矩， 后安装节 30，必须有较宽的宽度， 导致了吊挂后 缘外形较宽， 影响了飞机的气动性能。 而且， 前安装节 20，是独立于 吊挂但连接至 挂的单独部件， 整个发动机安装结构较为厚重， 难 以降低发动机的油耗。 发明内容

本发明的一个目的是通过将前安装节与吊挂框 的一体化设计 来降低结构重量， 另一个目的是通过前安装节而不是后安装节来 传 递发动机扭矩， 从而减小后安装节的宽度， 有利于缩小吊挂的后缘 外形， 同时满足大型客机发动机的高性能、 低油耗的要求， 第三个 目的是提供一种具有等待破损安全设计功能的 前安装节。

根据本发明的一个方面，提供一种与飞机吊挂 一体化的前安装 节， 所述前安装节适于与飞机吊挂的前端框一体成 型， 并包括： 第一拉耳和第二拉耳， 其分别从所述前端框的两侧向外突出； 第一连杆和第二连杆， 其一端分别连接至第一拉耳和第二拉耳， 另一端分别适于连接至航空发动机；

其中， 第一连杆与第一拉耳在第一连接点处可枢转地 连接， 第二 连杆与第二拉耳分别在第二连接点和第三连接 点处连接。

在本发明的该方面， 前安装节与吊挂的框一体化设计， 既能传 递垂向和侧向载荷， 又能传递扭矩， 克服了现有前安装节不传扭的 缺点， 并解除了后安装节的传扭功能， 从而减小后安装节的宽度， 从而使后安装节侵占发动机涵道空间较小， 这样既有利于降低燃油 消耗率， 也有利于吊挂后缘的收缩， 达到降低气动损失的目的。 同 时， 由于前安装节与吊挂的框一体化设计， 从而可以有效减少结构 重量， 降低起落架高度。

优选地， 在所述第一连接点、 第二连接点和第三连接点处分别 穿过所述第一连杆和第二连杆的连接螺栓与设 置于在这些连接点处 形成于所述第一拉耳和第二拉耳上的安装孔内 的衬套过渡配合。

进一步优选地，在所述第二连接点处的所述衬 套包括位于所述 安装孔内的外衬套和与所述连接螺栓过渡配合 的内衬套， 所述外衬 套上下两端的内壁为平面， 所述内衬套上下两端的外壁为平面， 内 衬套上下两端的外壁与外衬套上下两端的内壁 过渡配合， 内衬套左 右两侧的外壁与外衬套左右两侧的内壁间隙配 合。

在该优选方案中， 两个衬套配合时上下两平面过渡配合， 左右 曲面间隙配合， 从而保证了第二连接点只传递垂向载荷， 不传递侧 向载荷。 侧向载荷只在第一连接点和第三连接点两个点 传递， 是一 个静定的结构， 传力清晰。

再进一步优选地，所述第一连杆与所述第一拉 耳还在第四连接 点处连接， 第四连接点与所述第二连接点相对设置并分别 位于所述 第一连接点和所述第三连接点的内侧， 在第四连接点处穿过第一连 杆的连接螺栓与在第四连接点处设置于第一拉 耳上的安装孔内的村 套间隙配合。

第四连接点的设置，使得当前安装节通过第一 第二连杆与发动 机相连时， 第一连杆的该第四连接点为等待破损安全设计 。

又进一步优选地，所述第四连接点处的所述连 接螺栓与所述衬 套以第一间隙进行间隙配合， 所述第一间隙设置成当所述第一连接 点、 第二连接点和第三连接点中任意一个连接点失 效时， 在该第四 连接点处的所述连接螺栓与所述衬套部分接触 。

当第一连接点、第二连接点和第三连接点中任 意一个连接点失 效时， 例如第二连接点失效时， 在发动机的载荷作用下， 吊桂前端 框绕第三连接点微微转动， 从而第四连接点处的第一间隙部分消失， 即笫四连接点参与受力。

优选地，本发明的前安装节还包括从所述前端 框前壁向外突出 的第三拉耳和一端在第五连接点处与第三拉耳 连接的第三连杆， 第 三连杆的另一端适于与发动机连接， 在第五连接点处穿过第三连杆 的连接螺栓与在第五连接点处设置于第三拉耳 上的安装孔内的衬套 间隙配合。

第五连接点的设置， 使得当前安装节通过第一、 第二、 第三连 杆与发动机相连时， 第三连杆为等待破损安全设计。

进一步优选地，所述第五连接点处的所述连接 螺栓与所述衬套 以第二间隙进行间隙配合， 谅第二间隙设置成大于所述第一间隙并 使得当所述第一连杆或所述第二连杆完全失效 时， 在该第五连接点 处的所述连接螺栓与所述衬套部分接触。

当整个第一连杆或第二连杆完全失效时，第五 连接点处的第二 间隙在发动机载荷的作用下部分消失， 第三连杆参与受力。

优选地， 所述第一连接点、 第四连接点、 第二连接点和第三连 接点呈一条直线。 这样可以将某些沿直线的相反方向矢量相互抵 消。

优选地，所述第五连接点在纵向上位于其它连 接点的上方并且 在横向上位于其它连接点的中间部位。

优选地， 所述第一连杆和所述第二连杆为回旋镖连杆。

优选地， 所述第三连杆为直连杵。

本发明的有益效果在于：

1 ) 发动机前安装节与 桂框是一体的， 省却了安装架即没有 对接形式， 安装节与发动机风扇机匣通过连杆直接连接， 从而节省 了发动机的安装部分的重量；

2 ) 该安装节不仅承受垂直方向与水平方向的载荷 ， 还同时承 受发动机扭矩作用， 从而解除了后安装节的承扭功能；

3 )由于前安装节承受扭矩， 有利于缩小后安装节的外形宽度， 减少吊挂侵占的发动机外涵空间， 从而提高发动机性能， 降低发动 机燃油消耗率。 附图说明 本发明的其它特征以及优点将通过以下结合附 图详细描述的 优选实施方式更好地理解， 附图中， 相同的附图标记标识相同或相 似的部件， 其中：

图 1为一种传统构型的飞机吊挂的示意图；

图 2a为图 1中吊挂前安装节的示意图；

图 2b为图 1中吊挂后安装节的示意图；

图 3a为根据本发明的优选实施方式的与飞机吊挂� ��体化的前 安装节的示意图， 为了清楚起见， 移除了用于固定回旋镖连杆的紧 固件；

图 3b为类似图 3a的视图， 其中的安装节装配有紧固件； 图 4 为图 3a 中与飞机吊挂一体化的前安装节连接至发动机 的使用状态图；

图 5为图 3a中前安装节正常状态下的受力情况示意图； 图 6 a、 6b、 6c分别为图 3a中前安装节的第二连接点处紧固孔 内衬套的装配示意图、 外衬套示意图、 内衬套示意图；

图 7为图 3a中前安装节在第二连接点失效状态下的受力� ��况 示意图；

图 8为图 3a中前安装节在第二回旋镖连杆失效状态下的� ��力 情况示意图。

附图 1标记说明

10, 吊挂

20, 前安装节 30， 后安装节

21， 左前安装节 22' 中前安装节

23 ' 右前安装节 25， 支架

24' 受拉螺栓孔 42' 受剪销孔

100 前端框

1 第一连接点 2 第二连接点

3 第三连接点 4 第四连接点

5 第五连接点

10 第一拉耳 20 第二拉耳 30 第三拉耳 40 连接螺栓

50 衬套

51 外衬套 52 内衬套

511 外衬套上内壁 521 内衬套上外壁

513 外衬套下内壁 523 内衬套下外壁

515 外衬套内侧壁 525 内衬套外侧壁

70 第一连杆 80 第二连杆

90 第三连杆

200 发动机风扇机匣

201 第一接头 203 第二接头

205 第三接头 具体实施方式

在以下的实施方式的详细描述中，参照构成该 描述的一部分的 附图进行说明。 附图以示例的方式展示出特定的实施方式， 本发明 被实现在这些实施方式中。 所示出的实施方式不是为了穷尽根据本 发明的所有实施方式。 可以理解， 其他的实施方式可以被利用， 结 构性或逻辑性的改变能够在不脱离本发明的范 围的前提下被做出。 对于附图， 方向性的术语， 例如 "向外" 、 "向下" 等， 是参照所 描述的附图的方位而使用的。 如果附图方位改变， 这些术语也会相 应做出变化。 由于本发明的实施方式的组件能够被以多种方 位实施， 这些方向性术语是用于说明的目的， 而不是限制的目的。 因此， 以 下的具体实施方式并不是作为限制的意义， 并且本发明的范围由所 附的权利要求书所限定。

本发明的安装节的主要功能是连接发动机，并 将发动机的载荷 传递至吊挂结构。 传统的发动机安装方式是发动机通过前后两个 安 装节与吊挂相连， 发动机的扭矩通过后安装节传递到飞行器吊挂 ， 而本发明采用前安装节与吊挂框一体化设计， 既能传递垂向和侧向 载荷， 又能传递扭矩。 本发明可以用于装备发动机的任何类型的飞 行器上。 根据本发明优选实施方式的与飞机吊挂一体化 的前安装节如 图 3a所示， 其适于与飞机吊挂的前端框 100—体成型， 并包括第一 拉耳 10、 第二拉耳 20、 第三拉耳 30、 第一连杆 70、 第二连杆 80、 第三连杆 90。 第一拉耳 10和第二拉耳 20分别从前端框 100的两侧 向外突出； 第一连杆 70、 第二连杆 80和第三连杆 90的一端分别连 接至第一拉耳 10、 第二拉耳 20和第三拉耳 30， 另一端分别适于连 接至航空发动机。 在本实施方式中， 第一连杆和第二连杆优选为回 旋镖连杆， 第三连杆优选为直连杆， 但这些连杆也可以是其他任何 形状的连杆。

如图 3b所示， 第一连杆 70与第一拉耳 10分别在第一连接点

1和第四连接点 4处连接，第二连杆 80与第二拉耳 20分别在第二连 接点 2和第三连接点 3处连接， 第三连杆 90与第三拉耳 30在第五 连接点 5 处连接。 在本实施方式中， 第一拉耳、 第二拉耳以及第三 拉耳优选为带有安装孔的双耳片， 安装孔就设在各连接点处双耳片 的每个耳片上。 在每个安装孔中都安装有衬套， 在每个连杆上位于 各连接点处也都形成有螺栓孔，连接螺栓 40在第一到第三连接点 1、 2、 3、 4、 5处分别安装到相应连杆上并穿过在这些连接� �处装设于 相应拉耳上的安装孔内的衬套。

如图 4所示，本实施方式的前安装节通过两个回旋� �连杆和一 个直连杆与发动机风扇机匣 200上的第一接头 201、第二接头 203和 第三接头 205相连， 整个前安装节与发动机共有三个连接点。 其中， 第一连杆 70上的第四连接点 4和第三连杆 90为等待破损安全设计。 也就是， 正常工况下， 如图 5所示并参照图 3a, 第一连接点 1、 第 二连接点 2、第三连接点 3三点共同承受发动机传递来的垂向载荷（Z 方向）和航向扭矩（X方向） , 第一连接点 1、 第三连接点 3承受侧 向载荷 （Y方向） 。 当第一连接点 1、 第二连接点 2、 第三连接点 3 中任意一点失效时， 第四： ¾接点 4将参与承受垂向载荷（Z方向）和 侧向载荷 （Y方向） 。 例如当第二连接点 2失效时， 第一连接点 1、 第四连接点 4、第三连接点 3三点共同承受发动机传递来的垂向载荷 ( Z方向） 、 侧向载荷（ Y方向）和航向扭矩（X方向） 。 当第一连 杆 70或第二连杆 80整个失效即其两个连接点都失效时， 例如， 当 第二连杆 80完全失效时， 第三连杆 90将随之参与受力， 第一连接 点 1、 第四连接点 4、 第五连接点 5三点共同承受发动机传递来的垂 向载荷 （Ζ方向） 、 侧向载荷 （Υ方向） 和发动机扭矩。

再如图 5所示，在第一连杆 70和第二连杆 80分别与第一拉耳 10和第三拉耳 30相连接的点中， 第一连接点 1、 第二连接点 2、 第 三连接点 3 处的连接螺栓与衬套采用小间隙配合， 这样设计一方面 方便连接螺栓的安装， 另一方面在正常工况下， 这三个连接点处承 受所有载荷和扭矩。

在本实施方式中，第二连接点 2处的衬套 50优选如图 6a所示， 包括外衬套 51和内衬套 52。 如图 6b和 6c所示， 外衬套上内壁 511 和外衬套下内壁 513 皆设置成平面来代替曲面， 内衬套上外壁 521 和内衬套下外壁 523 也为平面， 内衬套上外壁 521、 内村套下外壁 523分别与外衬套上内壁 511和外衬套下内壁 513小间隙配合，而仍 可为曲面形状的内衬套外侧壁 525 分别与仍可为曲面形状的外衬套 内侧壁 515 间隙配合。 从而， 第二连接点 2处只传递垂向载荷， 不 传递侧向载荷， 这样， 侧向载荷只在第一连接点 1 和第三连接点 3 两个点处传递， 是一个静定的结构， 传力清晰。 应当理解的是， 除 了第二连接点 2处的衬套 50比较特殊外， 其他连接点处的衬套皆为 普通衬套， 这些普通衬套本身的接头属于现有技术在此不 作介绍。

为了使得第一连杆 70的第四连接点 4和第三连杆 90为等待破 损安全设计， 并且第一连杆 70的第四连接点 4为优先等待破损安全 设计， 即在第三连杆 90起作用之前优先起作用， 第四连接点 4处的 连接螺栓 40与衬套采用第一间隙配合， 第五连接点 5处的连接螺栓 40与衬套采用第二间隙配合， 但第五连接点 5处的第二间隙要略大 于第四连接点 4处的第一间隙。 而且应， 当理解的是， 无论是第一 间隙还是第二间隙都应大于连接点 1、 2、 3 处连接螺栓与衬套的间 隙。 从而， 如图 7所示， 当连接点 1、 2、 3任意一处连接点失效时， 例如第二连接点 2失效， 在发动机的载荷作用下， 吊挂前框 100将 以第三连接点 3处的连接螺栓 40为转轴作微微转动， 使得在第四连 接点 4处的连接螺栓 40将与衬套作部分接触， 即第四连接点 4处连 接螺栓 20和衬套之间在局部上的间隙消失， 第四连接点 4即开始参 与受力， 连接点 1、 4、 3 承受垂向载荷、 侧向载荷和航向扭矩。 而 当整个第一连杆 70或第二连杆 80完全失效时， 例如第二连杆 80完 全失效时， 如图 8所示， 在发动机载荷的作用下， 第三连杆 90将被 向下拉动， 使得第五连接点 5处的连接螺栓 20将与衬套部分接触， 即该部分的间隙消失， 第三连杆 90即参与受力， 连接点 1、 4、 5处 承受垂向载荷、 侧向载荷和航向扭矩 _β

在如图 3a至图 8所示的实施方式中， 第一连接点 1、第四连接 点 4、 第二连接点 2和第三连接点 3优选呈一条直线分布， 这样可以 将沿谅直线方向的相反矢量相互抵消。 还有， 优选第四连接点 4 与 第二连接点 2相对设置并分别位于第一连接点 1和第三连接点 3的 内侧。 另外， 尽管在本实施方式中， 第五连接点 5在垂向 （即 Z方 向） 上位于其它连接点 1、 2、 3、 4的上方并且在侧向 （即 Y方向） 上位于其它连接点的中间部位， 应当理解的是， 第五连接点 5 也可 以在垂向上位于其它部位， 例如连接点 1、 2、 3、 4的下方， 只要保 证在前安装节与发动机连接后， 第三连杆 90不受力即可。

上述实施方式的前安装节与现有技术相比， 具有以下优点：

1 )发动机前安装节与吊挂框是一体的， 省却了安装架即没有对 接形式， 安装节与发动机风扇机匣通过连杆直接连接， 从而节省了 发动机的安装部分的重量；

2 )该安装节不仅承受垂直方向与水平方向的载� �， 还同时承受 发动机扭矩作用， 从而解除了后安装节的承扭功能；

3 ) 由于前安装节承受扭矩， 有利于缩小后安装节的外形宽度， 减少吊挂侵占的发动机外涵空间， 从而提高发动机性能， 降低发动 机燃油消耗率；

4 )第一连杆和第三连杆的设计是整个前安装节� �有等待破损安 全设计功能。

以上已揭示本发明的具体实施例的技术内容及 技术特点，然而 可以理解， 在本发明的创作思想下， 本领域的技术人员可以对上述 公开的各种特征和未在此明确示出的特征的组 合作各种变化和改 进， 但都属于本发明的保护范围。 上述实施例的描述是示例性的而 不是限制性的。