FR2887522A1 - Aircraft shipset, has turboshaft engine fixing mast with units to fix box forming rigid structure under box forming aerofoil unit, where fixing units have fastener with insert fitting placed inside structure and box forming aerofoil unit - Google Patents
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Abstract
Description
ENSEMBLE POUR AERONEF COMPRENANT UN ELEMENT DE VOILUREAIRCRAFT ASSEMBLY COMPRISING A VESSEL
AINSI QU'UN MAT D'ACCROCHAGEAND A HITCHING MAT
DESCRIPTION 5 DOMAINE TECHNIQUEDESCRIPTION 5 TECHNICAL FIELD
La présente invention se rapporte de façon générale à un ensemble pour aéronef comprenant un élément de voilure formant caisson ainsi qu'un mât d'accrochage d'un turbomoteur sous ledit élément de voilure. The present invention relates generally to an assembly for an aircraft comprising a wing member forming a caisson and an attachment pylon of a turbine engine under said wing element.
Un tel ensemble peut être utilisé sur tout type d'aéronef comportant des turbomoteurs suspendus à sa voilure, tels que des turboréacteurs ou des turbopropulseurs. Such an assembly can be used on any type of aircraft comprising turbine engines suspended at its wing, such as turbojets or turboprops.
ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURESTATE OF THE PRIOR ART
Sur les aéronefs existants, les turbomoteurs sont suspendus en dessous de la voilure par des dispositifs d'accrochage complexes, également appelés EMS (de l'anglais Engine Mounting Structure ), ou encore mât d'accrochage. Dans le cas des turboréacteurs, les dispositifs d'accrochage habituellement employés présentent une structure rigide formant caisson, c'est-à-dire constituée par l'assemblage de longerons inférieurs et supérieurs raccordés entre eux par une pluralité de nervures transversales. On existing aircraft, the turbine engines are suspended below the wing by complex shackles, also called EMS (English Engine Mounting Structure), or shackle. In the case of turbojets, the attachment devices usually employed have a rigid structure forming a box, that is to say constituted by the assembly of lower and upper spars interconnected by a plurality of transverse ribs.
De façon connue, ces mâts sont notamment conçus pour permettre la transmission à la voilure des efforts statiques et dynamiques engendrés par les turbomoteurs, tels que le poids, la poussée, ou encore les différents efforts dynamiques. In known manner, these masts are designed in particular to allow the transmission to the wing of the static and dynamic forces generated by the turbine engines, such as weight, thrust, or the different dynamic forces.
A ce titre, dans les mâts d'accrochage connus de l'art antérieur, la transmission des efforts entre celui-ci et la voilure est classiquement assurée par une attache avant, une attache arrière, ainsi qu'une attache intermédiaire notamment destinée à reprendre les efforts de poussée générés par le turbomoteur associé. As such, in the attachment masts known from the prior art, the transmission of forces between the latter and the wing is conventionally provided by a front attachment, a rear attachment, and an intermediate attachment including intended to resume the thrust forces generated by the associated turbine engine.
Pour ce faire, l'attache intermédiaire destinée à reprendre les efforts de poussée, également appelée attache spigot , est de façon générale matérialisée par une rotule fixée dans le longeron supérieur arrière de la structure rigide, entre l'attache avant et l'attache arrière. Cette attache spigot comprend aussi un axe ou pion de cisaillement fixé sous la voilure de l'aéronef par l'intermédiaire d'une ferrure d'encastrement, de façon à pouvoir se loger dans la rotule susmentionnée. To do this, the intermediate attachment intended to take up the thrust forces, also called spigot fastener, is generally embodied by a ball joint fixed in the rear upper spar of the rigid structure, between the front attachment and the rear attachment. . This spigot attachment also comprises a pin or shear pin fixed under the wing of the aircraft via a fitting fitting, so as to be housed in the aforementioned ball joint.
Sur les turbomoteurs des aéronefs récents, l'important taux de dilution recherché conduit à obtenir un encombrement extrêmement élevé, puisqu'une augmentation du taux de dilution engendre inéluctablement une hausse du diamètre du moteur, et plus particulièrement une hausse du diamètre de son carter de soufflante. On turbine engines of recent aircraft, the high dilution rate sought leads to an extremely high space requirement, since an increase in the dilution ratio inevitably leads to an increase in the diameter of the engine, and more particularly to an increase in the diameter of its crankcase. blower.
Ainsi, avec une garde au sol qui est naturellement fixée de manière à rester acceptable du point de vue sécuritaire, l'espace restant entre l'aile et le turbomoteur servant à loger le mât d'accrochage ainsi que les différentes attaches est de plus en plus restreint, alors que paradoxalement, les efforts à reprendre sont bien entendu de plus en plus élevés. Thus, with a ground clearance which is naturally fixed so as to remain acceptable from the point of view of safety, the remaining space between the wing and the turbine engine used to house the attachment mast and the various fasteners is becoming more limited, while paradoxically, efforts to resume are of course higher and higher.
Cette évolution des turbomoteurs a eu pour conséquence néfaste d'imposer une réduction des dimensions verticales du mât d'accrochage, notamment de manière à pouvoir conserver un espace suffisant pour placer la ferrure d'encastrement de l'attache intermédiaire, dont les grandes dimensions sont imposées par la nécessité de reprendre les efforts de poussée du turbomoteur, c'est-à-dire ceux orientés selon la direction longitudinale de ce turbomoteur, et également ceux orientés selon la direction transversale de ce turbomoteur. This evolution of the turboshaft engines has had the detrimental consequence of imposing a reduction in the vertical dimensions of the suspension pylon, in particular so as to be able to retain sufficient space to place the fitting fitting of the intermediate fastener, the large dimensions of which are imposed by the need to resume the thrust forces of the turbine engine, that is to say those oriented in the longitudinal direction of the turbine engine, and also those oriented in the transverse direction of the turbine engine.
EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention a donc pour but de proposer un ensemble pour aéronef remédiant aux problèmes d'encombrement et de réduction des dimensions du mât d'accrochage rencontrés dans les ensembles de l'art antérieur. DISCLOSURE OF THE INVENTION The purpose of the invention is therefore to propose an assembly for an aircraft that overcomes the problems of size and reduction of the dimensions of the suspension pylon encountered in the assemblies of the prior art.
Pour ce faire, l'invention a pour objet un ensemble pour aéronef comprenant un élément de voilure formant caisson ainsi qu'un mât d'accrochage d'un turbomoteur sous l'élément de voilure, le mât d'accrochage comportant une structure rigide formant caisson et l'ensemble étant également pourvu de moyens d'accrochage de la structure rigide sous l'élément de voilure, les moyens d'accrochage étant munis d'une attache intermédiaire susceptible de reprendre les efforts de poussée générés par le turbomoteur et comportant une rotule, un axe logé dans la rotule, et une ferrure d'encastrement de l'axe. Selon l'invention, la ferrure d'encastrement est agencée à l'intérieur de l'un quelconque des éléments pris parmi la structure rigide formant caisson et l'élément de voilure formant caisson. To do this, the subject of the invention is an assembly for an aircraft comprising a wing element forming a caisson as well as a mast for attaching a turbine engine under the wing element, the suspension mast comprising a rigid structure forming box and the assembly being also provided with attachment means of the rigid structure under the wing element, the attachment means being provided with an intermediate attachment capable of taking up the thrust forces generated by the turbine engine and comprising a ball joint, an axis housed in the ball joint, and a fitting fitting of the axis. According to the invention, the fitting fitting is arranged inside any of the elements taken from the rigid structure forming a box and the wing member forming a box.
Dans l'ensemble selon l'invention, on peut comprendre que la ferrure d'encastrement de grandes dimensions n'est avantageusement plus située entre l'élément de voilure et le mât d'accrochage, comme cela était le cas antérieurement. Cela permet ainsi d'approcher au plus près le mât d'accrochage de la partie inférieure de l'élément de voilure. In the assembly according to the invention, it can be understood that the fitting fitting of large dimensions is advantageously no longer located between the wing element and the attachment pylon, as was the case previously. This makes it possible to approach as close as possible to the attachment pylon of the lower part of the wing element.
Par conséquent, pour un écartement donné entre un turbomoteur et son élément de voilure associé, la place allouée pour l'agencement du mât d'accrochage est sensiblement plus importante que celle rencontrée dans les ensembles de l'art antérieur dans lesquels l'espace libre entre le turbomoteur et l'élément de voilure devait également intégrer la ferrure d'encastrement de l'axe de l'attache intermédiaire. Therefore, for a given spacing between a turbine engine and its associated wing element, the space allocated for the arrangement of the suspension pylon is substantially greater than that encountered in the prior art assemblies in which the free space between the turbine engine and the wing element was also to integrate the fitting fitting of the axis of the intermediate coupling.
L'ensemble selon l'invention autorise par voie de conséquence l'augmentation des dimensions des mâts d'accrochage, permettant ainsi de les rendre mieux adaptés aux efforts importants qu'ils sont destinés à reprendre. The assembly according to the invention consequently allows the increase in dimensions of the attachment masts, thus making them better suited to the important efforts they are intended to take.
Selon un premier mode de réalisation préféré de la presente invention, la ferrure d'encastrement est agencée à l'intérieur de la structure rigide formant caisson. Dans ce cas, on peut prévoir que la ferrure d'encastrement est montée fixement sur une surface interne d'un longeron supérieur de cette structure rigide formant caisson. According to a first preferred embodiment of the present invention, the fitting fitting is arranged inside the rigid box structure. In this case, it can be provided that the fitting fitting is fixedly mounted on an inner surface of an upper spar of this rigid box structure.
D'autre part, la rotule destinée à recevoir l'axe de l'attache intermédiaire peut alors être montée sur une ferrure solidarisée à un longeron avant de l'élément de voilure formant caisson. De préférence, cette rotule est agencée à l'intérieur de l'élément de voilure formant caisson, toujours de manière à pouvoir rapprocher au maximum le mât d'accrochage de l'élément de voilure. On the other hand, the ball to receive the axis of the intermediate fastener can then be mounted on a fitting secured to a front spar of the wing member forming box. Preferably, this ball is arranged inside the canopy wing element, always so as to be as close as possible to the attachment mast of the wing element.
Selon un second mode de réalisation préféré de la présente invention, la ferrure d'encastrement est agencée à l'intérieur de l'élément de voilure formant caisson, et peut donc être montée fixement sur un longeron avant de cet élément de voilure, par exemple par l'intermédiaire d'une ou plusieurs ferrures prévues à cet effet. According to a second preferred embodiment of the present invention, the fitting fitting is arranged inside the canopy wing element, and can therefore be fixedly mounted on a front spar of this wing element, for example by means of one or more fittings provided for this purpose.
Dans chacun des modes de réalisation préférés de la présente invention, les moyens d'accrochage formant un système de montage isostatique comportent de préférence également une attache avant ainsi qu'une attache arrière, l'attache intermédiaire précitée étant située entre celles-ci. In each of the preferred embodiments of the present invention, the attachment means forming an isostatic mounting system preferably also includes a front attachment as well as a rear attachment, the aforementioned intermediate attachment being located therebetween.
Enfin, l'invention a également pour objet un aéronef comprenant au moins un ensemble tel que celui qui vient d'être décrit. Finally, the subject of the invention is also an aircraft comprising at least one assembly such as that which has just been described.
D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous. Other advantages and features of the invention will become apparent in the detailed non-limiting description below.
BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINSBRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS
Cette description sera faite au regard des This description will be made with regard to
dessins annexés parmi lesquels; - la figure 1 représente une vue de côté d'un ensemble pour aéronef selon un premier mode de réalisation préféré de la présente invention; - la figure 2 représente une vue de côté agrandie et plus détaillée de l'attache intermédiaire de l'ensemble montré sur la figure 1; - la figure 3 représente une vue en perspective agrandie et plus détaillée d'une partie arrière du mât d'accrochage appartenant à l'ensemble montré sur la figure 1; et - la figure 4 représente une vue de côté d'un ensemble pour aéronef selon un second mode de réalisation préféré de la présente invention. attached drawings among which; - Figure 1 shows a side view of an aircraft assembly according to a first preferred embodiment of the present invention; FIG. 2 represents an enlarged and more detailed side view of the intermediate fastener of the assembly shown in FIG. 1; FIG. 3 represents an enlarged and more detailed perspective view of a rear part of the attachment pylon belonging to the assembly shown in FIG. 1; and FIG. 4 shows a side view of an aircraft assembly according to a second preferred embodiment of the present invention.
EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PRÉFÉRÉS En référence à la figure 1, on voit un ensemble 1 pour aéronef selon un premier mode de réalisation préféré de la présente invention. DETAILED DESCRIPTION OF PREFERRED EMBODIMENTS Referring to Figure 1, there is shown an aircraft assembly 1 according to a first preferred embodiment of the present invention.
Globalement, cet ensemble 1 comprend un élément de voilure 2 tel qu'une aile, un mât d'accrochage 4 d'un turbomoteur 10 tel qu'un turboréacteur, ainsi que des moyens d'accrochage 8 d'une structure rigide 6 formant caisson du mât 4, sous l'élément de voilure 2. Overall, this assembly 1 comprises a wing element 2 such as a wing, an attachment pylon 4 of a turbine engine 10 such as a turbojet, as well as attachment means 8 of a rigid structure 6 forming a caisson of the mast 4, under the wing element 2.
Par ailleurs, sur cette figure 1, il est également représenté à titre indicatif des moyens d'accrochage 12 interposés entre la structure rigide 6 et le turbomoteur 10, ces moyens 12 étant constitués d'une ou plusieurs attaches moteur avant 14, une attache moteur arrière 16, et d'un dispositif de reprise des efforts de poussée 18 essentiellement muni de bielles latérales de reprise. Furthermore, in this FIG. 1, it is also represented as an indication of the attachment means 12 interposed between the rigid structure 6 and the turbine engine 10, these means 12 consisting of one or more engine attachments before 14, an engine attachment rear 16, and a thrust load recovery device 18 essentially provided with lateral rods recovery.
Ces moyens d'accrochage 12 ne font pas partie de la présente invention, et ne seront par conséquent pas davantage décrits. These attachment means 12 are not part of the present invention, and therefore will not be further described.
Dans toute la description qui va suivre, In all the description that follows,
par convention, on appelle X la direction parallèle à un axe longitudinal 5 du turbomoteur 10, également appelée direction longitudinale de ce turbomoteur, Y la direction orientée transversalement par rapport à ce turbomoteur 10 et à l'aéronef, et Z la direction verticale, ces trois directions étant orthogonales entre-elles. by convention, X is called the direction parallel to a longitudinal axis 5 of the turbine engine 10, also called the longitudinal direction of this turbine engine, Y is the direction transversely oriented with respect to this turbine engine 10 and the aircraft, and Z is the vertical direction, these three directions being orthogonal to each other.
D'autre part, les termes avant et arrière sont à considérer par rapport à une direction d'avancement de l'aéronef rencontrée suite à la poussée exercée par les turbomoteurs 10, cette direction étant représentée schématiquement par la flèche 7. On the other hand, the terms front and rear are to be considered with respect to a direction of advancement of the aircraft encountered following the thrust exerted by the turbine engines 10, this direction being represented schematically by the arrow 7.
Toujours en référence à la figure 1, on peut voir que seule la structure rigide formant caisson 6 du mât d'accrochage 4 a été représentée, accompagnée des moyens d'accrochage 8 de cette structure rigide sous l'élément de voilure 2. Les autres éléments constitutifs non-représentés de ce mât 4, du type structure secondaire assurant la ségrégation et le maintien des systèmes tout en supportant des carénages aérodynamiques, sont des éléments classiques identiques ou similaires à ceux rencontrés dans l'art antérieur, et connus de l'homme du métier. Par conséquent, il n'en sera fait aucune description détaillée. Still with reference to FIG. 1, it can be seen that only the rigid box structure 6 of the attachment pylon 4 has been shown, accompanied by the attachment means 8 of this rigid structure under the wing element 2. The other unrepresented constituent elements of this mast 4, of the secondary structure type ensuring the segregation and maintenance of the systems while supporting aerodynamic fairings, are conventional elements identical or similar to those encountered in the prior art, and known from the skilled person. Therefore, no detailed description will be given.
De la même manière, il est indiqué que la structure rigide 6 est similaire à celles rencontrées dans les dispositifs de l'art antérieur. Ainsi, elle est effectivement du type caisson , c'est-à-dire formée par l'assemblage de longerons supérieurs et inférieurs et de panneaux latéraux raccordés entre eux par l'intermédiaire de nervures transversales. In the same way, it is indicated that the rigid structure 6 is similar to those encountered in the devices of the prior art. Thus, it is effectively of the box type, that is to say formed by the assembly of upper and lower spars and side panels connected to each other by means of transverse ribs.
En revanche, les moyens d'accrochage 8, situés globalement vers l'arrière de la structure rigide 6, sont spécifiques à la présente invention et vont donc être présentés de façon détaillée ci-après. In contrast, the attachment means 8, located generally towards the rear of the rigid structure 6, are specific to the present invention and will therefore be presented in detail below.
De façon générale, les moyens d'accrochage 8 sont constitués d'une attache avant 20, d'une attache intermédiaire 22 ainsi que d'une attache arrière 24, l'attache intermédiaire 22 étant placée entre les attaches avant et arrière 20, 24, mais de préférence agencée à proximité de l'attache avant 20. Comme cela sera exposé en détails ci-dessous, l'attache avant 20 relie un longeron supérieur 26 de la structure rigide ou caisson 6, à un longeron horizontal avant faisant partie intégrante de l'élément de voilure formant caisson, ce longeron (non représenté sur la figure 1 et portant la référence 32 sur la figure 2) s'étendant sensiblement selon une direction principale longitudinale de cette aile 2. L'attache intermédiaire 22 relie quant à elle également le longeron supérieur 26 du caisson 6 au longeron horizontal avant 32 de l'aile 2, tandis que l'attache arrière 24 relie une extrémité arrière du longeron supérieur 26 du caisson 6 à une nervure horizontale 34 sensiblement perpendiculaire à un longeron principal (non représenté) de l'élément de voilure faisant partie intégrante de la structure de cet élément. In general, the attachment means 8 consist of a front fastener 20, an intermediate fastener 22 and a rear fastener 24, the intermediate fastener 22 being placed between the front and rear fasteners 20, 24 , but preferably arranged close to the front attachment 20. As will be explained in detail below, the front attachment 20 connects an upper spar 26 of the rigid structure or box 6 to a front horizontal spar forming an integral part of the canopy wing element, this beam (not shown in Figure 1 and bearing the reference 32 in Figure 2) extending substantially in a longitudinal main direction of the wing 2. The intermediate clip 22 connects to it also the upper spar 26 of the box 6 to the horizontal spar before 32 of the wing 2, while the rear attachment 24 connects a rear end of the upper spar 26 of the box 6 to a horizontal rib 34 substantially perpendicular to a main spar (not shown) of the wing element forming an integral part of the structure of this element.
Ici encore, il est noté que l'élément de voilure 2 est du type connu de l'homme du métier, c'est-à-dire prenant la forme d'un caisson constitué par l'assemblage de longerons et de nervures définissant une ossature fermée par un revêtement d'intrados 28 et un revêtement d'extrados 30. Here again, it is noted that the wing element 2 is of the type known to those skilled in the art, that is to say in the form of a box consisting of the assembly of longitudinal members and ribs defining a frame closed by an intrados coating 28 and an extrados coating 30.
L'une des particularités de la présente invention réside donc dans la conception de l'attache intermédiaire 22, comme cela est le mieux visible sur les figures 2 et 3. One of the peculiarities of the present invention therefore lies in the design of the intermediate fastener 22, as is best seen in FIGS. 2 and 3.
En effet, dans ce premier mode de réalisation préféré de la présente invention, l'attache intermédiaire 22 comprend une ferrure d'encastrement 36 logée à l'intérieur du caisson 6 formant la structure rigide du mât 4. Plus précisément, cette ferrure d'encastrement 36 de forme relativement complexe et grossièrement assimilable à une pyramide ou un cône, présente une surface d'appui plane 38 agencée au contact d'une surface interne 26a du longeron supérieur 26 de ce caisson 6, sur laquelle elle est montée fixement, par exemple à l'aide de moyens mécaniques d'assemblage connus de l'homme du métier. Indeed, in this first preferred embodiment of the present invention, the intermediate fastener 22 comprises a fitting fitting 36 housed inside the box 6 forming the rigid structure of the mast 4. More precisely, this fitting of recess 36 of relatively complex shape and roughly comparable to a pyramid or a cone, has a flat bearing surface 38 arranged in contact with an inner surface 26a of the upper spar 26 of this box 6, on which it is fixedly mounted, by example using mechanical assembly means known to those skilled in the art.
Cette ferrure 36 comporte un logement 40 dans lequel est fixé un axe 42, également appelé pion de cisaillement. Cet axe 42, orienté de façon pas ou peu inclinée par rapport à la direction verticale Z, fait saillie de la surface d'appui 38 jusqu'à traverser le longeron supérieur 26 disposant d'un orifice prévu à cet effet. De plus, il s'étend de préférence jusqu'à entrer à l'intérieur du caisson 2 formant l'élément de voilure, et est pas conséquent amené à passer au travers du revêtement d'intrados 28. This bracket 36 comprises a housing 40 in which is fixed an axis 42, also called shear pin. This axis 42, oriented in a manner not or slightly inclined relative to the vertical direction Z, protrudes from the bearing surface 38 to pass through the upper spar 26 having a hole provided for this purpose. In addition, it preferably extends to enter the interior of the caisson 2 forming the wing element, and is therefore not allowed to pass through the lower surface coating 28.
A l'intérieur de l'élément de voilure 2 formant caisson, le longeron horizontal avant 32 porte une ferrure 44 s'étendant vers l'avant et présentant une plaque 46 sensiblement perpendiculaire à l'axe 42, et donc de préférence sensiblement perpendiculaire à une âme du longeron avant 32. Cette plaque 46 est pourvue d'un orifice 48 dans lequel est agencée une rotule 50 pénétrée par l'axe 42. ainsi, il est à comprendre que cette attache intermédiaire 22 est donc non seulement conçue de manière à reprendre les efforts s'exerçant selon une direction X, à savoir les efforts de poussée, mais également ceux s'exerçant selon la direction Y. En référence à présent plus spécifiquement à la figure 3, on peut voir que l'attache avant 20 est en fait composée de deux demi-attaches 20a et 20b, sensiblement identiques, disposées de part et d'autre d'un plan vertical (non représenté) passant par l'axe longitudinal 5 du turbomoteur, et agencées de préférence symétriquement par rapport à ce même plan. Inside the wing member 2 forming a box, the front horizontal beam 32 carries a fitting 44 extending forwardly and having a plate 46 substantially perpendicular to the axis 42, and therefore preferably substantially perpendicular to a core of the front spar 32. This plate 46 is provided with an orifice 48 in which is arranged a ball 50 penetrated by the axis 42. Thus, it should be understood that this intermediate fastener 22 is therefore not only designed to take the forces exerted in a direction X, namely the thrust forces, but also those exerted in the direction Y. Referring now more specifically to Figure 3, we can see that the front attachment 20 is in fact composed of two half-fasteners 20a and 20b, substantially identical, arranged on either side of a vertical plane (not shown) passing through the longitudinal axis 5 of the turbine engine, and arranged preferably symmetrical compared to this same plan.
Chaque demi-attache 20a, 20b comporte donc un groupe de manilles simples 54 reliant une ferrure 56 solidaire du longeron supérieur 26 de la structure rigide 6, à une ferrure 58 du longeron avant 32 de l'élément de voilure 2. Comme cela est visible sur la figure 3, les ferrures 58 sont chacune orientées dans un plan vertical XZ, et prennent la forme d'une nervure du caisson 2. La ferrure 44 associée à l'attache intermédiaire 22 est d'ailleurs située entre ces deux ferrures 58. En outre, les liaisons entre les groupes de manilles et les ferrures sont assurées par des axes orientés selon la direction transversale Y. L'attache arrière 24 comporte quant à elle deux paires de manilles triangulaires 60 placées dans des plans verticaux orientés selon la direction transversale Y. Ces deux paires de manilles triangulaires 60 relient une ferrure 62 solidaire du longeron supérieur arrière 26 de la structure rigide 6, à une ferrure 64 solidaire d'un longeron intermédiaire (non représenté) de l'élément de voilure. Ici, les liaisons entre les deux paires de manilles et les ferrures sont alors assurées par des axes orientés selon la direction X. Dans cet agencement où les moyens d'accrochage 8 isostatique, les forment un système de montage efforts longitudinaux (poussée, inverseurs) sont donc transmis par l'attache intermédiaire 22. Les efforts transversaux se répartissent entre cette même attache intermédiaire 22 et l'attache arrière 24, tandis que les efforts selon la direction verticale passent simultanément par les deux demi-attaches 20a, 20b de l'attache avant 20, ainsi que par l'attache arrière 24. Each half-fastener 20a, 20b thus comprises a group of simple shackles 54 connecting a bracket 56 integral with the upper spar 26 of the rigid structure 6, to a fitting 58 of the front spar 32 of the wing element 2. As can be seen in Figure 3, the fittings 58 are each oriented in a vertical plane XZ, and take the form of a rib of the box 2. The fitting 44 associated with the intermediate fastener 22 is also located between these two fittings 58. In addition, the links between the groups of shackles and the fittings are provided by axes oriented in the transverse direction Y. The rear fastener 24 comprises two pairs of triangular shackles 60 placed in vertical planes oriented in the transverse direction. Y. These two pairs of triangular shackles 60 connect a fitting 62 secured to the rear upper spar 26 of the rigid structure 6, to a fitting 64 integral with an intermediate spar (not shown in FIG. presented) of the wing element. Here, the links between the two pairs of shackles and the fittings are then provided by axes oriented in the X direction. In this arrangement where the isostatic attachment means 8, form them a mounting system longitudinal forces (thrust, inverters) are thus transmitted by the intermediate fastener 22. The transverse forces are distributed between the same intermediate fastener 22 and the rear fastener 24, while the forces in the vertical direction pass simultaneously through the two half-fasteners 20a, 20b of the front attachment 20, as well as by the rear attachment 24.
Par ailleurs, le moment selon l'axe longitudinal est repris par les deux demi-attaches 20a, 20b de l'attache avant 20, et le moment selon l'axe transversal est repris dans la direction verticale par l'ensemble formé par les attaches avant et arrière 20, 24. Enfin, le moment selon l'axe vertical est repris dans la direction transversale par l'ensemble formé par l'attache intermédiaire 22 et l'attache arrière 24. Furthermore, the moment along the longitudinal axis is taken up by the two half-fasteners 20a, 20b of the front fastener 20, and the moment along the transverse axis is taken up in the vertical direction by the assembly formed by the fasteners. front and rear 20, 24. Finally, the moment along the vertical axis is taken in the transverse direction by the assembly formed by the intermediate fastener 22 and the rear fastener 24.
En référence à présent à la figure 4, on voit un ensemble 1 pour aéronef selon un second mode de réalisation préféré de la présente invention. Ce second mode est similaire au premier, et les éléments portant les mêmes références numériques sur les figures correspondent donc à des éléments identiques ou similaires. Referring now to Figure 4, there is shown an aircraft assembly 1 according to a second preferred embodiment of the present invention. This second mode is similar to the first, and the elements bearing the same reference numerals in the figures therefore correspond to identical or similar elements.
L'unique différence réside donc dans le fait que la ferrure d'encastrement 36 de l'axe 42 n'est plus située à l'intérieur de la structure rigide formant caisson 6, mais à l'intérieur de l'élément de voilure formant caisson 2. A titre d'exemple indicatif, cette ferrure d'encastrement 36 peut donc être rapportée sur le longeron avant du caisson 2 par l'intermédiaire d'une ferrure similaire à celle présentée sur les figures 2 et 3, et portant la référence numérique 44. D'autre part, la rotule (non représentée sur cette figure 4) dans laquelle se loge l'extrémité libre de l'axe 42 de l'attache intermédiaire 22 peut être solidarisée au longeron supérieur du caisson 6. The only difference lies therefore in the fact that the fitting fitting 36 of the shaft 42 is no longer located inside the rigid box structure 6, but inside the wing element forming box 2. As an indicative example, this mounting fitting 36 can be attached to the front spar of the box 2 by means of a fitting similar to that shown in Figures 2 and 3, and bearing the reference On the other hand, the ball (not shown in this Figure 4) in which is housed the free end of the axis 42 of the intermediate fastener 22 may be secured to the upper spar of the box 6.
Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme du métier aux ensembles 1 pour aéronef qui viennent d'être décrits, uniquement à titre d'exemples non limitatifs. Of course, various modifications may be made by those skilled in the art to the aircraft assemblies 1 which have just been described, solely as non-limiting examples.
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Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2948635A1 (en) * | 2009-07-31 | 2011-02-04 | Airbus Operations Sas | AIRCRAFT ASSEMBLY COMPRISING A TURBOMACHINE HANDLING MACHINE HAVING THE ATTACHING MEANS ON THE SAIL |
| WO2018192787A1 (en) | 2017-04-19 | 2018-10-25 | Airbus Operations (S.A.S.) | Assembly for aircraft comprising a primary structure of an attachment pylon attached to a wing box using a bolted connection |
| US10266273B2 (en) | 2013-07-26 | 2019-04-23 | Mra Systems, Llc | Aircraft engine pylon |
| FR3073824A1 (en) * | 2017-11-23 | 2019-05-24 | Airbus Operations | AIRCRAFT ASSEMBLY COMPRISING A PRIMARY STRUCTURE OF A COUPLING MACHINE ATTACHED TO A SAILBOX BY PARTIALLY BENT FASTENERS IN THE PRIMARY STRUCTURE |
| EP3505448A1 (en) * | 2017-12-29 | 2019-07-03 | Airbus Operations SAS | Assembly for aircraft comprising a mounting strut primary structure attached to a wing box by compact fasteners in the leading edge area |
| EP3505439A1 (en) * | 2017-12-29 | 2019-07-03 | Airbus Operations SAS | Assembly for aircraft comprising a mounting strut primary structure attached to a wing box by compact fasteners in the leading edge area |
| GB2586476A (en) * | 2019-08-20 | 2021-02-24 | Airbus Operations Ltd | Aircraft wing-pylon connection |
| US20220009614A1 (en) * | 2018-11-16 | 2022-01-13 | Airbus Operations Limited | Fittings for connecting structures |
| US11319081B2 (en) | 2018-07-12 | 2022-05-03 | Airbus Operations Sas | Mounting pylon for a jet engine of an aircraft comprising a particular structure |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5806792A (en) * | 1995-08-23 | 1998-09-15 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" | Suspension device for a turboprop engine |
| US6474596B1 (en) * | 1999-10-07 | 2002-11-05 | Snecma Moteurs | Suspension system with intrinsic safety features for aircraft powerplants |
| US20040129832A1 (en) * | 2002-03-04 | 2004-07-08 | Herve Marche | Engine pylon suspension attachment of an engine under an aircraft wing section |
-
2005
- 2005-06-28 FR FR0551786A patent/FR2887522B1/en not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5806792A (en) * | 1995-08-23 | 1998-09-15 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" | Suspension device for a turboprop engine |
| US6474596B1 (en) * | 1999-10-07 | 2002-11-05 | Snecma Moteurs | Suspension system with intrinsic safety features for aircraft powerplants |
| US20040129832A1 (en) * | 2002-03-04 | 2004-07-08 | Herve Marche | Engine pylon suspension attachment of an engine under an aircraft wing section |
Cited By (24)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2948635A1 (en) * | 2009-07-31 | 2011-02-04 | Airbus Operations Sas | AIRCRAFT ASSEMBLY COMPRISING A TURBOMACHINE HANDLING MACHINE HAVING THE ATTACHING MEANS ON THE SAIL |
| WO2011012821A3 (en) * | 2009-07-31 | 2011-03-24 | Airbus Operations | Assembly for an aircraft comprising a turbomachine attachment strut of which the means for attachment to the wing are arranged in a t shape |
| CN102470926A (en) * | 2009-07-31 | 2012-05-23 | 空中客车营运有限公司 | Assembly for an aircraft comprising a turbomachine attachment strut of which the means for attachment to the wing are arranged in a T shape |
| US8613405B2 (en) | 2009-07-31 | 2013-12-24 | Airbus Operations S.A.S. | Assembly for an aircraft comprising a turbomachine attachment strut of which the means for attachment to the wing are arranged in a T shape |
| CN102470926B (en) * | 2009-07-31 | 2014-09-10 | 空中客车营运有限公司 | Assembly for an aircraft comprising a turbomachine attachment strut of which the means for attachment to the wing are arranged in a T shape |
| US10266273B2 (en) | 2013-07-26 | 2019-04-23 | Mra Systems, Llc | Aircraft engine pylon |
| WO2018192787A1 (en) | 2017-04-19 | 2018-10-25 | Airbus Operations (S.A.S.) | Assembly for aircraft comprising a primary structure of an attachment pylon attached to a wing box using a bolted connection |
| FR3065441A1 (en) * | 2017-04-19 | 2018-10-26 | Airbus Operations | AIRCRAFT ASSEMBLY COMPRISING A PRIMARY STRUCTURE OF A COUPLING MAT FIXED TO A SAILBOX USING A BOLT CONNECTION |
| US11305882B2 (en) | 2017-04-19 | 2022-04-19 | Airbus Operations S.A.S. | Assembly for aircraft comprising a primary structure of an attachment pylon attached to a wing box using a bolted connection |
| FR3073824A1 (en) * | 2017-11-23 | 2019-05-24 | Airbus Operations | AIRCRAFT ASSEMBLY COMPRISING A PRIMARY STRUCTURE OF A COUPLING MACHINE ATTACHED TO A SAILBOX BY PARTIALLY BENT FASTENERS IN THE PRIMARY STRUCTURE |
| EP3489147A1 (en) * | 2017-11-23 | 2019-05-29 | Airbus Operations SAS | Assembly for aircraft comprising a mounting strut primary structure attached to a wing box by fasteners partially embedded in the primary structure |
| US11084597B2 (en) | 2017-11-23 | 2021-08-10 | Airbus Operations Sas | Assembly for aircraft, comprising a primary attachment-pylon structure fixed to a wing box by fasteners partially embedded in the primary structure |
| FR3076282A1 (en) * | 2017-12-29 | 2019-07-05 | Airbus Operations | AIRCRAFT ASSEMBLY COMPRISING A PRIMARY STRUCTURE OF A COUPLING MAT FIXED TO A SAILBOX BY ATTACHES WITH A REDUCED SIZE IN THE ATTACK EDGE AREA |
| FR3076283A1 (en) * | 2017-12-29 | 2019-07-05 | Airbus Operations | AIRCRAFT ASSEMBLY COMPRISING A PRIMARY STRUCTURE OF A COUPLING MAT FIXED TO A SAILBOX BY ATTACHES WITH A REDUCED SIZE IN THE ATTACK EDGE AREA |
| CN109987238A (en) * | 2017-12-29 | 2019-07-09 | 空中客车运营简化股份公司 | Component and aircraft for aircraft |
| CN109987237A (en) * | 2017-12-29 | 2019-07-09 | 空中客车运营简化股份公司 | Aircraft assembly including being fixed to the primary structure of the attachment hanger of wing box with more compact accessory in front edge area |
| EP3505439A1 (en) * | 2017-12-29 | 2019-07-03 | Airbus Operations SAS | Assembly for aircraft comprising a mounting strut primary structure attached to a wing box by compact fasteners in the leading edge area |
| EP3505448A1 (en) * | 2017-12-29 | 2019-07-03 | Airbus Operations SAS | Assembly for aircraft comprising a mounting strut primary structure attached to a wing box by compact fasteners in the leading edge area |
| US11319079B2 (en) | 2017-12-29 | 2022-05-03 | Airbus Operations Sas | Assembly for an aircraft comprising a primary structure for an attachment pylon secured to a wing box by means of fittings that are more compact in the leading edge region |
| US11319080B2 (en) * | 2017-12-29 | 2022-05-03 | Airbus Operations Sas | Assembly for an aircraft comprising a primary structure for an attachment pylon secured to a wing box by means of fittings that are more compact in the leading edge region |
| US11319081B2 (en) | 2018-07-12 | 2022-05-03 | Airbus Operations Sas | Mounting pylon for a jet engine of an aircraft comprising a particular structure |
| US20220009614A1 (en) * | 2018-11-16 | 2022-01-13 | Airbus Operations Limited | Fittings for connecting structures |
| GB2586476A (en) * | 2019-08-20 | 2021-02-24 | Airbus Operations Ltd | Aircraft wing-pylon connection |
| US20220204175A1 (en) * | 2019-08-20 | 2022-06-30 | Airbus Operations Limited | Aircraft wing-pylon connection |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2887522B1 (en) | 2007-08-17 |
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