飞机推进组件

摘要

本发明涉及一种飞机推进组件，其中，悬挂组件包括下面的、安装在风扇壳体（34）和/或者在涡轮喷气发动机的中间壳体（30）上的上游悬挂紧固件：至少一个主上游悬挂紧固件（130），其被配置来吸收至少沿着涡轮喷气发动机的纵轴（X）的力矩（Mx）和在垂直于所述纵轴的平面上的力（Fy和Fz）；和至少一对（120,140,200）附加上游悬挂紧固件（120a，120b，140a，140b，121a，121b，200a，200b），其与所述主悬挂紧固件（130）分离并被配置来吸收至少一个沿涡轮喷气发动机垂直轴的力矩（Mz），并且其与推力吸收装置（110）相关联，来吸收沿着涡轮喷气发动机的横向轴的力矩（My）和沿着涡轮喷气发动机纵轴的力（Fx）。

主权项

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）。