[发明专利]飞机推进组件

权利要求书

1.一种飞机推进组件，其包括涡轮喷气发动机（2）、支架（10）以及插在所述支架（10）和涡轮喷气发动机（2）之间的悬挂组件，所述支架（10）确保力旋量从悬挂组件移动到飞机，所述悬挂组件包括用于吸收涡轮喷气发动机的推力的装置（110），该推力吸收装置（110）安装在中间壳体（30）或者所述涡轮喷气发动机的主壳体（35）的前面和所述支架（10）上，

其特征在于，所述悬挂组件进一步包括以下安装在风扇壳体（34）上和/或者在所述涡轮喷气发动机的所述中间壳体（30）上的上游悬挂紧固件：

-至少一个主上游悬挂紧固件（130），其配置来吸收至少沿着涡轮喷气发动机的纵轴（X）的力矩（Mx）和在垂直于所述涡轮喷气发动机的纵轴的平面上的力（Fy和Fz），以及

-至少一个附加上游悬挂紧固件（120a，120b，140a，140b，121a，121b，200a，200b）的对（120，140，121，200），其与所述主悬挂紧固件（130）分离并被配置成吸收至少沿着从涡轮喷气发动机的纵轴通向支架的纵轴的轴的力矩（Mz）；并且其与推力吸收装置（110）相关联，吸收沿与涡轮喷气发动机的纵轴垂直且与从涡轮喷气发动机的纵轴通向支架纵轴的轴垂直的轴的力矩（My），和吸收沿着涡轮喷气发动机的纵轴的力（Fx）。

2.如权利要求1所述的组件，其特征在于，所述悬挂组件通过悬挂组件对包括加载路径冗余，特别地为了保证在发生主加载路径断裂时恢复有效加载路径。

3.如权利要求1或2所述的组件，其特征在于，所述悬挂组件是均衡的。

4.如权利要求1所述的组件，其特征在于，所述附加上游悬挂紧固件（120a，120b，140a，140b）对在由涡轮喷气发动机（2）的纵轴（X）和从涡轮喷气发动机的纵轴通向支架（10）纵轴的轴（Z）限定的平面上延伸，每个紧固件在上游端被连接到所述支架（10）的上游处，在下游端被连接到所述中间壳体的外套圈（31）或者所述风扇壳体（34）的外围上。

5.如权利要求4所述的组件，其特征在于，所述附加上游悬挂紧固件（120a，120b，140a，140b）对被安装在中间壳体（30）的外套圈（31）上或者风扇壳体（34）上，相对于由涡轮喷气发动机（2）的纵轴（X）和从涡轮喷气发动机的纵轴通向支架（10）纵轴的轴（Z）限定的正中面对称。

6.如权利要求5所述的组件，其特征在于，所述附加上游悬挂紧固件（120a，120b，140a，140b）对被安装在所述主上游悬挂紧固件（130）的两侧，所述主上游悬挂紧固件（130）沿着垂直于涡轮喷气发动机（2）纵轴（X）的平面延伸。

7.如权利要求6所述的组件，其特征在于，所述附加上游悬挂紧固件（120a，120b，140a，140b）对被配置来吸收轴向力（Fx），其中作用点沿着从涡轮喷气发动机的纵轴通向支架（10）纵轴的垂直轴（Z）移动。

8.如权利要求6所述的组件，其特征在于，所述附加上游悬挂紧固件（120a，120b，140a，140b）对被配置来吸收沿着所述纵向的轴向力（Fx）,其中所述作用点沿着方向（Y）移动。

9.如权利要求3到8中任一项所述的组件，其特征在于，每个附加上游悬挂紧固件对包括两个平行的闭锁杆（120a，120b，140a，140b），在由从涡轮喷气发动机（2）的纵轴通向支架纵轴的轴（Z）和由涡轮喷气发动机的纵轴限定的平面上延伸，在上游端通过轭（150）连接到固定到支架（10）上的固定支座上，在下游端通过闭锁支架（162）连接到中间壳体（30）或者风扇壳体（34）上。