一種用于吊掛飛機發動機的桁架結構的制作方法

本實用新型屬于飛機結構技術領域，具體涉及一種用于吊掛飛機發動機的桁架結構。

背景技術：

中國專利說明書CN101282876A描述了一種用于飛機發動機懸掛架的剛性結構，該剛性結構通過耳片將發動機懸掛在飛機機翼的下方，即具有用于連接機翼的懸掛點和用于連接發動機的懸掛點，該剛性結構為由通過多個橫向筋連接于彼此的側面板以及上部和下部翼梁組裝形成的剛性箱體結構，橫向筋用于將剛性箱體結構內部隔離成多個肋間空間，在剛性箱體側面板上設置有多個供操作人員檢查肋間空間的檢查孔。但是，剛性箱體結構占用空間較大，不利于其他裝置的空間布局；同時該剛性結構通過耳片與機翼和發動機相連，即通過耳片傳遞發動機推力，耳片傳載較大載荷容易損壞。

技術實現要素：

本實用新型的目的在于提供一種用于吊掛飛機發動機的桁架結構，克服或減輕現有技術的至少一個上述缺陷。

本實用新型的目的通過如下技術方案實現：一種用于吊掛飛機發動機的桁架結構，所述桁架結構由多根桿件按預定形式連接而成，所述桁架結構一端設有耳片，通過該耳片與飛機機翼連接，所述桁架結構的另一端連接發動機；所述桁架結構與所述機翼之間連接有用于傳載發動機推力的銷軸。

優選地是，所述桁架結構包括三根機翼連接桿、兩根銷軸連接桿、兩根發動機連接桿、耳片結構以及多根承接桿，

三根所述機翼連接桿包括一根機翼連接短桿和兩根相同長度的機翼連接長桿，三根所述機翼連接桿首尾相接構成一個等腰三角形結構一，在該等腰三角形結構一的三個連接處設置所述耳片以用于連接所述機翼；

兩根所述銷軸連接桿連接成一個十字結構并連接于三根所述機翼連接桿組成的區域內，所述銷軸設置在兩根所述銷軸連接桿的連接處；

兩根所述發動機連接桿與所述耳片結構首尾相接構成另一個等腰三角形結構二，該等腰三角形結構二的三個連接處用于懸掛所述發動機；

在所述等腰三角形結構一的連接處與所述等腰三角形結構二的連接處之間連接有多根所述承接桿。

優選地是，所述桁架結構中的多根所述桿件通過焊接而成。

優選地是，所述桁架結構中的多根所述桿件通過鉚接而成。

本實用新型所提供的一種用于吊掛飛機發動機的桁架結構的有益效果在于，在保證結構強度的情況下，通過桁架結構代替剛性箱體結構，能夠減少空間的占用，有效的利用桁架結構內部的空間；桁架結構上設置有用于傳載發動機推力的銷軸，能夠減輕耳片的負擔，利于耳片更長時間的使用。

附圖說明

圖1為本實用新型用于吊掛飛機發動機的桁架結構的安裝位置示意圖；

圖2為本實用新型用于吊掛飛機發動機的桁架結構的結構示意圖；

圖3為本實用新型用于吊掛飛機發動機的桁架結構的傳力示意圖；

圖4為本實用新型用于吊掛飛機發動機的桁架結構中的銷軸結構示意圖。

附圖標記：

1-耳片、2-發動機、3-機翼、4-桁架結構、5-桿件、6-銷軸、11-機翼連接短桿、12-機翼連接長桿、13-銷軸連接桿、14-發動機連接桿、15-耳片結構、16-承接桿、17-等腰三角形一、18-等腰三角形二。

具體實施方式

為使本實用新型實施的目的、技術方案和優點更加清楚，下面將結合本實用新型實施例中的附圖，對本實用新型實施例中的技術方案進行更加詳細的描述。在附圖中，自始至終相同或類似的標號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實施例是本發明一部分實施例，而不是全部的實施例。下面通過參考附圖描述的實施例是示例性的，旨在用于解釋本實用新型，而不能理解為對本實用新型的限制。基于本實用新型中的實施例，本領域普通技術人員在沒有作出創造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本實用新型保護的范圍。

下面結合附圖對本實用新型的用于吊掛飛機發動機的桁架結構做進一步詳細說明。

如圖1所示，一種用于吊掛飛機發動機的桁架結構，桁架結構由多根桿件5按預定形式連接而成，桁架結構一端設有耳片1，通過該耳片1與飛機機翼3連接，桁架結構的另一端連接發動機2，該桁架結構4中的多根桿件5的連接方式能夠選擇鉚釘或者螺栓連接，也能夠選擇焊接，桁架結構4與機翼3之間還連接有用于傳載發動機推力的銷軸6。

如圖2和圖3所示，桁架結構4包括三根機翼連接桿、兩根銷軸連接桿13、兩根發動機連接桿14、耳片結構15以及多根承接桿16。三根機翼連接桿包括一根機翼連接短桿11和兩根相同長度的機翼連接長桿12，三根機翼連接桿首尾連接在一起構成一個等腰三角形結構一17，在該等腰三角形一17的三個連接處各設置耳片1以用于連接所述機翼3。兩根銷軸連接桿13連接成一個十字結構并連接于三根機翼連接桿組成的區域內，銷軸6則設置在兩根銷軸連接桿13的連接處，如圖4所示，其中，一根銷軸連接桿13一端連接在機翼連接短桿11的中間位置，該銷軸連接桿13另一端連接在與機翼連接短桿11相對的等腰三角形一17連接處上，另一根銷軸連接桿13連接在兩根機翼連接長桿12之間。兩根發動機連接桿14與耳片結構15首尾相接構成另一個等腰三角形結構二18，該等腰三角形結構二18的三個連接處用于懸掛發動機2。在等腰三角形結構一17的連接處與等腰三角形結構二18的連接處之間連接有多根承接桿16，用于構成完整的桁架結構4，該承接桿16采用六根制式，等腰三角形結構一17中的兩根機翼連接長桿12的連接處向耳片結構15兩端各連接一根承接桿16，等腰三角形結構一17中的另兩個連接處都向兩根發動機連接桿14的連接處連接一根承接桿16，同時等腰三角形結構一17中的另兩個連接處也都向耳片結構15的兩端各連接一根承接桿16，構成如圖3所示的結構，該桁架結構4在滿足強度要求情況下，有效的利用桁架結構4內部的空間，利于其他設備的放置以及線路的設置。其中，該桁架結構4根據機翼3及發動機2的外形決定自身形狀，桁架結構4的各根桿件5可為其他布局形式，不止于本實施例的安裝方式。

如圖3所示，為了飛機飛行穩定，需重力支反力抵消發動機自身重力，推力支反力抵消發動機推力。耳片結構15的兩端以及兩根發動機連接桿14的連接處都用于傳載發動機的重力，同時兩根發動機連接桿14的連接處還傳載發動機推力，等腰三角形結構一17的三個連接處設置耳片1用于傳載發動機重力支反力，為了減輕耳片1的負擔，在桁架結構4上設置用于傳載發動機推力的銷軸6，利于耳片1更長時間的使用。

以上所述，僅為本實用新型的具體實施方式，但本實用新型的保護范圍并不局限于此，任何熟悉本技術領域的技術人員在本實用新型揭露的技術范圍內，可輕易想到的變化或替換，都應涵蓋在本實用新型的保護范圍之內。因此，本實用新型的保護范圍應以所述權利要求的保護范圍為準。