技术领域
[0001] 本
发明总体上涉及一种空心结构连杆，包括第一末端接头，第二末端接头以及位于这两个末端接头之间的空心主体部分。
[0002] 此外，本发明还涉及一种制造这种连杆的方法。
[0003] 空心结构连杆指，例如，能够在一种结构中传送拉
力和/或压力的任何连杆，并且具有确定的动力特性。
[0004] 因此，本发明的一种具体的且非限制的应用涉及用于构成设置在
发动机机架结构(engine mounting structure)及其相关的发动机之间的装配系统的一部分的连杆，这些连杆主要是用于确保吸收由发动机产生的推力。
[0005] 然而，本发明的其它应用当然是可想到的，例如其在任何复杂结构中的使用，其中所使用的连杆必须符合确定的
刚度。
背景技术
[0006] 在
现有技术中，用在高热环境中的复杂结构(例如那些航空发动机装配系统)中的这些空心结构连杆的各种
实施例是已知的，这些连杆在其最终状态一般包括由空心主体部分分开的两个末端接头。
[0007] 在现有技术中已知的第一种类型的实施例中，用
钢或金属
合金制成的连杆包括连杆主体，该连杆主体与两个末端接头之一整合为一体，并且限定了几乎整个空心主体部分。另外，此连杆包括形成第二末端接头的另一个元件，第二末端接头优选地末端接头由
螺纹系统或
螺纹连接装配到连杆主体上。
[0008] 在此现有技术的具体结构中，其中，此连杆由两个元件组合而成，形成连杆主体的元件通常占连杆总长度的80％。
[0009] 在现有技术中已知的第二种实施例中，用钢或金属合金制成的连杆包括连杆主体，该连杆主体通常为管状并几乎构成了整个空心主体部分。另外，连杆与分别构成第一和第二末端接头的两个其他元件整合成一体，每个末端接头装配到连杆主体的末端之一，优选地通过螺纹系统、螺纹连接、或通过由
激光焊接、
电子束焊接、TIG/MIG等产生的环形
焊缝。
[0010] 在现有技术中这两种类型的实施例中，一个主要的缺点在于必须在连杆的末端设置一个/两个连接端，每个接头位于不均匀的
应力场内。因此，必须根据该场的最高应力
水平形成该接头的尺寸，这涉及到留余度尺寸(surdimensionnement)，因此导致不可避免的性能损失。
[0011] 另外，这种尺寸过大的接头必然引入局部超限应力的情况，这也有损连杆的整体性能。
[0012] 根据应力和刚度定尺寸的并且打算用在高热环境中的现有技术的这些金属连杆显示出另一个显著的
缺陷。
[0013] 此缺陷源于所使用的制造技术，这些制造技术都导致获得圆柱形连杆，其通常具有圆形截面，相对于所有定义标准和作用于这些连杆的机械应力，这不可避免的引起性能损失。实际上，虽然可以相对于
拉伸应力对所获得的圆柱形进行优化，但是在另一方面，相对于弯曲或
压缩应力进行优化是更困难的。
[0014] 最后，关于这些连杆的动态响应，连杆的空心圆柱形形状也被证实很难优化，尤其因为对给定的连杆长度，在固有
频率的选择仅由连杆的外部直径和厚度限定。
发明内容
[0015] 因此，本发明的目的是提供一种空心结构连杆及其制造方法，其至少部分地弥补关于现有技术的实施例的上述缺点。
[0016] 本发明的目的还在于提供一种被置于航空发动机机架结构(m t d’accrochage)和发动机之间的装配系统，此系统集成了用于吸收推力的连杆，该连杆满足上述目的。
[0017] 为了实现这一点，本发明的目的首先是一种空心结构连杆，其包括第一末端接头，第二末端接头以及位于此两个末端接头之间的空心主体部分。根据本发明，它包括互相连接成一体的第一和第二连杆，且第一和第二连杆分别具有与第一末端接头一体制成的第一空心体以及与第二末端接头一体制成的第二空心体，这些第一和第二连杆元件通过位于连杆中间长度处的连接部连接成一体。
[0018] 使用本发明的结构连杆，可以显著地减小现有技术中遇到的性能损失，这特别通过在连杆中间长度处(即，在其中间部分)提供两个连杆的连接部而进行了说明。事实上，在中间部分的该连接部的特殊
定位使中间部分能够位于一个固定应力的区域，因此是最佳的区域。因此，与现有技术中在连杆上制成的偏离中心的连接部相反，不必尺寸过大来实现该单个接头。
[0019] 此外，另一优点在于这样一个事实，每一个末端接头都与其相关的连杆主体一体制成，这使得在每一个连杆元件的这两个组成部分之间的过渡区处可以获得一个非常令人满意的结构连续性。在这点上，需指出，具有两个连杆元件(每个连杆元件都对应于半个连杆)意味着过渡区的内部部分可以容易地通过
机械加工而被优化，原因在于这两个连杆元件的长度短(尤其是相对前面所遇到的连杆主体的长度)，机械加工容易进行(容易到达目的
位置)。这将在后面进行更详细的说明，当空心体由旋压技术制成时该优点更显著。
[0020] 本发明因此可以优选地具有这样的金属连杆，其具有改进的性能和高的长细比(长度直径比)，根据应力和刚度确定的尺寸，具有确定的动态特性并且能够在与它们打算用于的热环境兼容的环境中运转。
[0021] 以这些为
基础，如刚才所述的，实际上优选地规定根据本发明的连杆的第一和第二空心体中的每一个都通过旋压技术制成。
[0022] 该通过现场
挤压(extrusion ponctuelle)的冷成型技术(其中，材料的损失几乎为零)为以此方式制成的连杆提供了显著优点，特别是引起性能的相当大的增强。
[0023] 首先，需要指出金属的冷塑性
变形的技术使得能够以更低的成本得到复杂形状的连杆，从而能够相对于各种机械应力标准(例如拉、压、弯曲、动态激励等)被容易的完全优化。
[0024] 另外，该特定技术使得能够通过应变硬化可观地增加材料的机械特性，尤其是关于硬度和强度。增加的机械特征增长总计大约15-20％。
[0025] 虽然该用于制造空心体的优选技术可能被
车床机械加工的传统方法所替代，应该指出，此旋压技术被保留是由于它能够带来总的改进，尤其是关于连杆的几何形状、材料强度、重量、
质量，以及产生的成本等方面。
[0026] 最后，它还明确了通过旋压技术制造空心体是通过长度比这些空心体的最终长度短的的初加
工件制成的。因此，此技术确实使打算被插入初加工件中的机械加工装置易于靠近，以优化将来的过渡区的内部部分的形状，以便在该过渡区获得非常令人满意的结构连续性，这最终形成每个连杆元件的两个组成部分的连接部。
[0027] 优选地，两个连杆元件的空心体之间的连接部为例如通过
摩擦焊接形成的焊缝。在这一方面，应该指出，连接在一起的两个连杆元件中的每一个所表现的半个连杆形状特别有利于通过摩擦焊接制造环形焊缝，环形焊缝目前被认为具有出色的性能水平。
[0028] 以更优选的方式，第一和第二空心体(其共同构成连杆的空心主体部分)各自具有连接端，连接端具有材料厚度余量(surépaisseurde matière)。因此，局部赋予两空心体均结构加强，这能够降低关于集成连杆的结构的兼容性的通过的应力。
[0029] 优选的，第一和第二空心体各自均具有圆柱形内表面，以及圆柱形外表面。
[0030] 另外一种可能性在于，规定第一和第二空心体各自具有圆柱形内表面，以及非圆柱形外表面，例如具有基本上为圆锥形，其容易使用旋压技术制造。
[0031] 当然，不超出本发明的范围，对于空心体外表面可以考虑任何其他复杂的形状，特别是使得后者被相对于各种机械应力标准(例如拉、压、弯曲、动态激励等)完全优化。
[0032] 优选地，第一和第二连杆元件在空心体和相应末端接头之间各自具有锥形外部形状的过渡区。规定保留该特定形状以使在此过渡区的局部超限应力最小化。
[0033] 另一方面，可以同时地或分别使过渡区在限定空的空间的空心体的一个内侧面上形成的凹进部(或称镂空部)，这样形成的凹进部位于非工作区段。
[0034] 另一方面，本发明的目的还在于提供一种制造这种空心结构连杆的方法，包括以下步骤：
[0035] -制造第一连杆元件的初加工件以及第二连杆元件的初加工件；
[0036] -分别从两个初加工件由旋压技术分别制成第一和第二空心体；以及[0037] -将第一和第二空心体互相装配到一起。
[0038] 将第一和第二空心体装配到一起优选通过焊接(例如通过摩擦焊接)来实现。
[0039] 优选地，以这样的方式实施制造两个初加工件的步骤，使每一初加工件在连接端具有材料厚度余量，以便后者形成上述的加固结构。在这种情况下，可以预见该材料厚度余量(材料添加)不受通过旋压技术分别制造第一和第二空心体的步骤影响，以便该材料厚度余量在连接部处保留其理想的机械特性。
[0040] 实施制造两个初加工件的步骤使每一初加工件具有圆柱形内表面，在通过旋压制造第一和第二空心体的步骤期间可以将旋转
心轴插入内表面中。
[0041] 此外，实施通过旋压由两个初加工件制造第一和第二空心体的步骤，使每一初加工件可选地具有圆柱形外表面或非圆柱形外表面。在后一种情况下，作为说明性的例子，可以选择基本圆锥形形状。
[0042] 较优地，将第一和第二空心体装配到一起的步骤后面跟着通过机械加工制造第一和第二末端接头的步骤，这些机械加工操作在每个准产品的末端接头部分进行。
[0043] 以这些为基础，进行通过机械加工制造第一和第二末端接头的步骤，使得第一和第二连杆元件每一个均具有在空心体和相应的末端接头之间的具有圆柱形外部形状的过渡区。
[0044] 另一方面，在将第一和第二空心体装配到一起的步骤之前，而且优选地在通过旋压制造第一和第二空心体的步骤之前，对于两个连杆元件中的每一个，该方法还包括通过机械加工在初加工件的空心体部分的内侧面制造凹进部，此内侧面限定了该空心体部分的一个空的空间。
[0045] 最后，规定优选地均使用圆柱形实心(plein)元件来进行制造两个初加工件的步骤。
[0046] 另外，本发明的一个目的是置于航空发动机机架结构和发动机之间的装配系统，此装配系统包括多个发动机
紧固件以及用于吸收发动机产生的推力的连杆(即推力吸收连杆)。根据本发明，每个用于吸收推力的连杆由诸如上述的一种空心结构连杆构成。
[0047] 本发明另外的优点和特征将在下文中非限制具体描述中变得显而易见。
附图说明
[0048] 将参照附图进行描述。在附图中：
[0049] 图1示出了根据本发明优选实施例的空心结构连杆的透视图；
[0050] 图2示出了在图1所示的连杆的纵剖面；
[0051] 图3a至3g示出了根据本发明一个优选实施例的制造的图1及2中所示的空心结构连杆的方法的连续步骤；
[0052] 图4示出了根据本发明另一优选实施例的空心结构连杆的透视图；以及[0053] 图5示出了一种被置于航空发动机架和发动机之间的装配系统，此系统处于本发明的优选实施例的形式并且集成了图1及图2中所示的连杆。
具体实施方式
[0054] 首先，结合参考图1及2，可看出根据本发明优选实施例的空心结构连杆1，其优选地但不唯一被用在置于航空发动机架和发动机之间的装配系统之间。
[0055] 连杆1总共包括第一和第二连杆元件2a，2b，其优选地相同，分别构成两个二分之一连杆。这两个连杆元件2a，2b由接头(jonction，连接部)4整体连接，分别具有第一和第二空心体6a，6b，这些主体6a，6b中的每个分别与第一末端接头8a和第二末端接头8b一体制成。
[0056] 两个连杆元件2a，2b，共同形成连杆1的空心主体部分10，优选通过旋压制成，每个具有对应于该连杆1总长度L的一半的长度L’，意味着连接部4位于连杆的中间长度处。
[0057] 在本发明的优选实施例中，空心体6a具有优选地截面为圆的圆柱形内表面12a，以及截面也优选地为圆的圆柱形外表面14a，这些表面12a，14a中的每一个沿着连杆1的纵轴线16设置。
[0058] 如图2所示，空心体6a具有与连接部4
接触的连接端18a，并且结合了材料厚度余量20a，此厚度余量20a由此使得能够为连杆1进行局部结构加固。
[0059] 第一末端接头8a可以具有本领域技术人员已知的任何传统形状，例如如图所示的具有两个钻孔头的末端接头。其优选地通过机械加工制成。
[0060] 第一连杆元件2a设置有位于第一末端接头8a和第一空心体6a之间的过渡区22a，此区22a被制成具有圆锥形的外部形状，以便最大程度地减少此过渡区22a的局部超限应力状况。另外，在该区22a内部部分，即在限定空间26a且基本上与轴线16
正交的一个空心体6a内侧面24a处形成凹进部28a，凹进部同样采取圆形截面的圆柱形形状，且沿着相同的纵轴线16设置。
[0061] 以类似于上述的方式，第二空心体6b具有各自截面均为圆形的圆柱形内表面12b以及圆柱形外表面14a，这些表面12a，14a也沿着连杆1的纵轴线16设置。
[0062] 另一方面，第二空心体6b具有与连接部4接触并且结合了材料厚度余量20b的连接端18b，该厚度余量为连杆1进行局部结构加固。
[0063] 这里同样地，第二连杆元件2b设置有位于第二末端接头8b和第二空心体6b之间的过渡区22b，为了前述的目的，此区22b被制成具有圆锥形外部形状。此外，在该区22b内部部分，即在限定空间26b且基本上与轴线16正交的一个空心体6b内侧面24b处形成凹进部28b，凹进部也采取圆形截面的圆柱形形状，且沿着该相同的纵轴线16设置。
[0064] 连接部4采取连接两个连接端18a，18b的环形焊缝的形式，两个连接端具有材料厚度余量20a，20b，并且全部位于连杆1的中平面中，该中平面还对应于连杆的对称横断面。
[0065] 参考图4，以本发明的另一优选实施例的形式示出了空心结构连杆100。
[0066] 此空心结构连杆100基本上类似于图1和2所示及上述的结构连杆。在这方面，因此，在图中，带有相同数字标号的元件对应于相同或类似的元件。
[0067] 因此，可以看出在连杆1和100之间唯一不同的是第一和第二空心体6a，6b的外表面114a，114b的形状。
[0068] 事实上，这些表面114a，114b不是与上文提及的表面14a，14b类似的圆柱形，而是具有复杂的形状，以便相对于各种机械应力标准(例如拉、压、弯曲、动态激励等)被完全优化。作为一个示例性的例子，图4所示的形状相当于基本上为圆锥形，其截面朝焊缝4的方向变大。当然，此处还可以在连接端18a，18b处保留材料厚度余量20a，20b，其目的都是使连杆1获得局部结构加固。
[0069] 现在将参考图3a至3g，描述一种根据本发明优选实施例的连杆制造方法，该方法是为了制造图1和2中所示的空心结构连杆1。
[0070] 首先，参考图3a至3e，描述在第一连杆元件2a与第二连杆元件2b整体连接之前的制造第一连杆元件的各个步骤。应该指出，获得图3e所示的第一连杆元件2a的方法同样用于获得第二连杆元件2b。为此原因，在第二连杆元件2b与第一连杆元件2a整体连接之前的第二连杆元件2b的制备过程将不再描述。另外，应该理解，待连接的两个连杆元件2a，2b的制造可依次地或同时地进行，而没有超出本发明范围。
[0071] 通过选择实心的、圆柱形的元件30来执行用于制造连杆元件2a的起始阶段，元件30优选地具有如图3a所示的具有纵轴线31的圆形截面，其大小适合于制造所希望的元件
2a。优选地，该实心元件30由钢或金属合金制成。为了理解本发明，连杆元件2a的最终形态由如图3a中虚线示出，这使得现在能够观察到在实施该方法期间，初始长度为1的实心元件30将经受其长度方向的延伸，使其达到对应于连杆元件2a的最终长度的长度L’。
[0072] 以下步骤包括从第一连杆元件2a制造初加工件32的步骤，例如通过实心元件30的传统车床加工，以便形成具有圆形截面34的圆柱形外表面，在其两侧分别是位于初加工件32的末端接头部38处的较小直径的区段36以及比该初加工件32的空心体部分42的自由连接端处更大直径的区段40的。
[0073] 为了指示的目的，规定区段40可以被保留而不经历任何改变，直到两个连杆元件2a，2b的装配，也就是说保留图3b所示的状态，而不受将在后面描述的旋压步骤的影响。
[0074] 另一方面，在初加工件32的末端接头部分38处形成较小直径的区段36主要是为了在区段36和外表面34之间形成齐平断口44，该齐平断口(rupture de niveau)能够容易地与用于实施该旋压步骤的设备的滚花轮
啮合。
[0075] 参考图3c，空心体部分42接下来经受另一机械操作，以便制造出由具有圆形截面48和纵轴31的圆柱形内表面限定的空的空间46。此外，虽然该空间46在空心体部分42的自由连接端侧是开口的，然而该末端的相对端被内侧面50所限制，该内侧面与轴线31正交且位于末端接头38和初加工件32的空心体42之间的连接处。
[0076] 在该内侧面50上形成凹进部52，其也采取圆形截面的圆柱形形状，并且沿着该同一纵轴31设置。
[0077] 在旋压步骤之前的这个阶段，需要指出末端接头部分38的机械加工优选地还未被执行，空心体部分42当然地基于制造连杆元件2a的空心体6a所需要的材料体积而定尺寸。此外，还明确圆柱形表面48的直径具有与待制造的空心体6a的圆柱形内表面12a的直径相同的直径。
[0078] 然后第一空心体6a由初加工件32通过旋压制成，如图3d所示。
[0079] 为了实现这点，具有与圆柱形内表面48的直径基本相同的直径的旋转旋压心轴54，被插入空间46以便充满该空间，直到与侧面50接触。与末端接头部分38外部接触的尾架56，施加一方面将初加工件32保持在心轴54上，另一方面用于驱动初加工件32旋转所需要的压力。
[0080] 在为了朝空心体部分42的连接端方向推动齐平断口44材料的这个常规实施的旋压步骤结束时，得到第一连杆元件2a，其具有纵轴线31且配有具有期望形状的外表面14a的连杆主体6a，在这个实例中，为圆柱形形状和圆形截面。
[0081] 如图3e所示，通过示意性地比较两个长度L’和l，可以看出为形成空心体6a，旋压步骤导致了空心体部分42的拉长以及厚度减小，然而关于末端接头部分38，在此步骤期间它还未经受任何改变。应该指出，此步骤可以例如实施两次处理，以便导致能够高达80％的缩径率((初始厚度-最终厚度)/初始厚度)，以及通过应变硬化增加机械强度15％-20％量级。
[0082] 旋压步骤结束时，初加工件32的圆柱形内表面48被变形以提供相同直径的以及增加的长度的圆柱形表面12a，并确定了空间26a。另一方面，初加工件32的凹进部52的形状还未被改变，且后者现在对应于空心体6a的凹进部28a。类似地，如前面所提及的，区段40保持原样未受任何改变，且现在对应于材料厚度余量20a。
[0083] 一旦以上述方式获得了两个连杆元件2a和2b，由于它们具有与图3e所示的形状相同的形状，所以优选地通过焊接、更优选地通过摩擦焊接来完成这些连杆元件2a和2b的第一和第二空心体6a，6b的装配步骤。因此，当采取连接两个连接端18a，18b(其具有材料厚度余量20a，20b)的环形焊缝的形式时，上述连接部4出现，连接部4能够获得非常高的性能水平。
[0084] 另一源自加工方式的优点在于通过摩擦焊接装配的两个连杆元件2a，2b，在摩擦焊接之前并不必须经受
角分度(indexageangulaire)，假定其各自的末端接头8a，8b还未被机械加工。因此，在装配两个空心体6a，6b结束时，使两个连杆元件2a，2b沿着与这两个连杆元件的两个纵轴31一致的轴线16进行排列就行了。
[0085] 另外，应该指出虽然摩擦焊接技术实际上是优选的，本领域技术人员所知的其他装配技术也是可以想到的，例如
激光焊接、电子束焊接、TIG/MIG焊接，这并不超出本发明的范围。
[0086] 接下来，如图3g所示，对于第一连杆元件2a，虚线所示的末端接头部分38通过机械加工操作以形成期望形状的末端接头8a，此机械加工操作能够例如通过数控
铣床实施。另外，在此机械加工过程中，还形成具有圆锥形外部形状的过渡区22a，从而消除了最初设置在初加工件32上的齐平断口44。
[0087] 当然，对于第二连杆元件2b同样地执行这些操作。
[0088] 最后，也可以进行其他的传统步骤，例如
热处理，如果这被证明是必须的话，或保证连杆1的互换性的机械精加工操作。
[0089] 参照图5，可以看出装配系统60被置于航空发动机机架结构62和发动机64之间，该系统60采取本发明的优选实施例的形式。
[0090] 如图5清楚的所示，设置在发动机64和发动机架机构62的刚性结构66之间的装配系统60，惯例的且以本领域技术人员已知的方式，包括前紧固件(或称“前附件)68，后紧固件(或称“后附件”)70，以及用于吸收由发动机产生的推力的装置72。
[0091] 因此装配系统60的独特性在于该推力吸收装置72，其包括诸如上文所述的两个空心结构连杆1。
[0092] 这两个连杆1，也被称作长连杆，能够超过2米的长度，每个连杆连接到发动机64的中心壳体(或称传递壳)的前部，以及连接到后紧固件70。
[0093] 当然，在没有超出本发明范围的情况下，装配系统60可选地具有带短连杆的推力吸收装置，其中这些连杆连接到前紧固件而不是后紧固件。因此，很明显此装配系统60的应用范围不限于如图5所示的情况，那里发动机64被悬挂于飞机机翼下方。
[0094] 当然，本领域技术人员能够对刚才已经描述的结构连杆1、100，制造方法以及装配系统60进行各种
修改，这些描述仅仅是为了非限制性的说明的目的。具体地，所描述的方法，更具体地，通过旋压制造第一和第二空心体的步骤，可以被改变以得到如图4所示的空心结构连杆。另外，航空发动机的装配系统也能够设计为使得其推力吸收装置与图4所示的空心结构连杆整合在一起。
